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[发明专利]一种自动降轨弹道规划方法及系统-CN202310760491.9有效
发明人：李晓苏;黎桪;邹延兵;汪潋;陈辰;左湛;周鑫;张昌涌;黄晓平;唐梦莹;刘李雷;杨凯铜;王志军;岳小飞;刘克龙;段淑婧 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-06-27 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种自动降轨弹道规划方法及系统，所述方法包括：S1，判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2、若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3、根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。
一种自动弹道规划方法系统

[实用新型]一种具有防护结构的洗衣机螺栓-CN202320729244.8有效
发明人：陈金亮;杨艳君;刘克龙 -专利权人：青岛博亚泽自动化系统有限公司
申请日： 2023-04-06 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： F16B33/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及洗衣机螺栓技术领域，具体为一种具有防护结构的洗衣机螺栓，包括螺纹端，所述螺纹端的外壁固定连接有密封挤压环，所述密封挤压环的外壁插接有防护罩，所述密封挤压环的外部设置有螺头，所述螺头的下方通过螺栓连接有第一导向环、第二导向环和第三导向环，且第一导向环、第二导向环和第三导向环处于螺纹端的内部，所述螺头的内壁固定连接有棘轮，所述螺纹端的外壁铰接有棘爪。本实用新型通过密封挤压环的设置，能够使得该螺栓的挤压端进行密封挤压，从而避免水汽进入螺纹端，从而有效的避免其出现锈蚀，具有良好的防护效果，同时通过棘轮棘爪的相互配合，使得该螺栓的螺头能够进行单向转动调节，从而便于螺栓进行锁紧。
一种具有防护结构洗衣机螺栓

[发明专利]一种内存扩展的管理系统和方法-CN202310702906.7在审
发明人：赵晓亮;刘克龙;刘韧;刘航 -专利权人：杭州森格算力技术有限公司
申请日： 2023-06-14 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G06F9/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种内存扩展的管理系统和方法，系统包括：服务器主板，用于接收并传输计算任务；内存板卡，用于执行所述计算任务；电源模块，用于提供系统电能；交换机模块，包括若干个高速交换设备，服务器主板通过高速交换设备与若干个内存板卡连接；内存管理模块，用于对若干个内存板卡进行管理。方法包括：基于内存管理模块对若干个内存板卡进行状态监测；当内存板卡出现故障时，对故障的内存板卡进行处理并进行资源分配调度；当内存板卡完成计算任务时，基于内存管理模块对内存板卡进行状态分析。通过本发明可以突破制约物理内存扩展的硬件配置和操作系统的限制，在实际应用中，可以使用低成本的内存条扩展内存，实现低成本的内存扩展工作。
一种内存扩展管理系统方法

[发明专利]一种动态扩展虚拟机内存的方法-CN202310603210.9在审
发明人： 刘克龙;赵晓亮;刘韧;刘航 -专利权人：杭州森格算力技术有限公司
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G06F9/455 文献下载
摘要：本发明提出了一种动态扩展虚拟机内存的方法，包括：将内存服务器在资源管理器中注册，获取网络内存资源；其中，所述内存服务器为网络中能够提供内存的物理机；当应用服务器向资源管理器申请所述网络内存资源时，基于所述资源管理器分配所述网络内存资源；所述应用服务器在所述资源管理器的监管下，进行虚拟机内存的动态扩展。本发明利用高速网络和虚拟化技术融合多台物理机的内存来实现个高可扩展性的超大内存系统；通过借用其他物理机的内存来动态横向扩展内存容量的方式解决单机系统的物理内存容量有限，且需要大量内存应对实时性、大数据快速处理的应用场景。
一种动态扩展虚拟机内存方法

[发明专利]一种连续小推力行星际转移轨道优化方法和装置-CN201911399899.8有效
发明人：黎桪;汪潋;刘克龙;左湛;李晓苏 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2019-12-30 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种连续小推力行星际转移轨道优化方法和装置。该方法包括：构建预设含参转移轨道模型；通过模拟退火法对预设含参转移轨道模型在不同发射时间信息下的性能指标进行寻优，获得最优发射时间信息；根据最优发射时间信息对应的第一始末端边界条件构建同伦映射性能指标；根据同伦映射性能指标对燃料最优两点边值问题进行求解，获得燃料最优的连续小推力行星际转移轨道。本发明将基于预设含参转移轨道模型的解析法结合模拟退火法在大范围的窗口中搜索最优发射时间信息，降低了计算量，提高了计算速度和计算效率，在确定最优发射时间信息后的，通过同伦法确定轨道细节，提高了收敛性，降低了计算难度与计算量。
一种连续力行星际转移轨道优化方法装置

[发明专利]固体运载火箭转移轨道控制方法-CN202111467687.6有效
发明人：左湛;王志军;刘克龙;岳小飞;黄晓平;黎桪;唐梦莹;周鑫;李晓苏;周一凡;刘欣;鲁炎明 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-03 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及一种固体运载火箭转移轨道控制方法，根据瞬时轴向加速度计算累积视速度增量；箭上计算机预存有固体发动机理论内弹道数据表和入轨参数，根据弹道数据表和累积视速度增量插值计算标准飞行时间；根据火箭当前速度、待调整攻角和侧滑角，预测计算入轨时刻速度和位置；根据速度矢量和位置矢量计算对应的实际远地点地心矢径和轨道倾角；再次调用步骤三和四，计算各误差项相对于待调整攻角和侧滑角的偏导数值；计算攻角修正量和侧滑角修正量，并计算修正后的结果；根据输出的攻角和侧滑角将火箭姿态调整至对应的程序姿态角，飞行直至固体发动机关机。本申请具有以下效果：无需进行速度修正，有效解决了固体火箭难以精确进入转移轨道的问题。
固体运载火箭转移轨道控制方法

[发明专利]一种固体火箭的点火方法及装置-CN202210085532.4有效
发明人：左湛;周鑫;刘克龙;王志军;岳小飞;黄晓平;黎桪;唐梦莹;李晓苏;周一凡;刘欣;鲁炎明 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-01-25 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明涉及固体运载火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭的点火方法，该方法包括：获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。该方法提高了固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低了运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高了固体火箭点火的可靠性。
一种固体火箭点火方法装置

[发明专利]一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统-CN202111312427.1有效
发明人：邹延兵;黎桪;李晓苏;张昌涌;刘克龙;汪潋;周一凡;王志军;王震;王晓玮;尹仕卿;骆信宇;冯刚;刘宏;胡驰;周军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-11-08 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
一种基于推力运载火箭弹道方法系统

[发明专利]一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置-CN202310023464.3在审
发明人：黎桪;王志军;张昌涌;周鑫;邹延兵;李晓苏;刘克龙 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及运载火箭制导设计技术领域，尤其涉及一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置，所述控制方法包括：基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。通过本申请提供的方法，能有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，从而降低火箭残骸回收的工作难度和工作量。
一种固体运载火箭分离残骸控制方法装置

[发明专利]一种液体姿控发动机推力的确定方法、装置、设备和介质-CN202211692463.X在审
发明人：黄晓平;刘李雷;岳小飞;王志军;张修玮;唐梦莹;杨凯铜;刘克龙;左湛;黎桪 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请涉及运载火箭姿态控制技术领域，尤其涉及一种液体姿控发动机推力的确定方法、装置、设备和介质，所述方法包括：对箭体上陀螺仪输出的总角速率进行滤波，获得箭体刚体角速率和时间数据；接着对所述刚体角速率和所述时间数据进行线性拟合，获得所述箭体的角加速度；最后根据所述角加速度，计算获得所述液体姿控发动机推力。本方法无需使用姿控喷管工作段的角速率信息计算姿控推力，从而提高姿控推力的计算精度，准确确定液体姿控发动机的实际推力。
一种液体发动机推力确定方法装置设备介质

[发明专利]一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法-CN202111491238.5有效
发明人：李晓苏;汪潋;黎桪;邹延兵;左湛;周鑫;黄晓平;唐梦莹;刘李雷;杨凯铜;王志军;岳小飞;刘克龙;段淑婧;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-08 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法，包括如下步骤：定义发射系，定义箭体系，相对于发射系建立一个新的坐标系，在新的坐标系OX2Y2Z2下设计新攻角和新侧滑角，计算新的坐标系下的新姿态角；将新的坐标系下的新姿态角转化为发射系姿态角。当目标轨道倾角与火箭射向相差很大时，本发明的方法可以顺利实现大幅度的侧向转弯，以使其在定射向条件下满足多种轨道倾角要求。
一种电磁发射火箭转弯弹道设计方法

[发明专利]运载火箭返回体水平位置控制方法-CN202111452077.9有效
发明人：岳小飞;黎桪;唐梦莹;黄晓平;刘克龙;王志军;周一凡;李钧;杨跃;龚习;刘畅;赵宁;李文伟 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-01 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及一种运载火箭返回体水平位置控制方法，包括以下步骤：在一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx；对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理；利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令；依据一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令；利用获得的俯仰姿态角指令和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制一子级飞行，直至一子级发动机着陆关机。本申请具有以下可预期的技术效果：控制指令计算量较小，制导回路稳定性和工程应用价值均比较高。
运载火箭返回水平位置控制方法

[发明专利]一种双三表惯组故障辨识方法、装置、介质及电子设备-CN202310093619.0在审
发明人：左湛;周鑫;刘克龙;王志军;丁书航 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-18 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本申请公开了一种双三表惯组故障辨识方法、装置、介质及电子设备，其中，所述方法包括：获取两个三表惯组的测量坐标系，计算两个三表惯组的测量坐标系之间的转换矩阵；根据转换矩阵和两个三表惯组的测量结果，识别两个三表惯组的故障。通过本申请采用两个三表惯组进行故障识别，降低了成本。
一种双三表惯组故障辨识方法装置介质电子设备

[发明专利]液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备-CN202211214739.3在审
发明人： 刘克龙;左湛;罗喜望;黎桪;王志军;周鑫;张昌涌;岳小飞;汪潋;李晓苏;邹延兵;丁书航 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-09-30 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备。首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭入轨的精确度。
液体运载火箭大过载入制导方法装置电子设备

[发明专利]一种运载火箭程序角拟合端点优化方法-CN202211265178.X在审
发明人：黎桪;邹延兵;罗喜望;李晓苏;刘克龙;汪潋;王志军;张昌涌;姜航;陈辰;曹晋;金睿 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-10-14 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明涉及涉及一种运载火箭程序角拟合端点优化方法。与传统的通过人工调试优化拟合端点的方法不同，本方法是通过将标准弹道程序角对时间求二阶导数后，将其中较大的点筛选出来，并对其作排列组合，再通过自定的拟合精度性能指标评判所有排列组合的拟合精度，从而筛选出最优的拟合端点值。此外，为保证拟合精度，还设定了当拟合精度不足时的调整策略，例如当最大的拟合角偏差超出预设最大偏差时，通过增加拟合端点数来改善拟合精度，当拟合端点处的数值跳变过大时微调端点取值。通过以上步骤，可保证由该方法优化所得的端点值满足拟合精度要求，且能完全避免人工的干预，减少了人为操作。
一种运载火箭程序拟合端点优化方法

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