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[发明专利]液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质-CN202111549010.7有效
发明人：朱凯;钟友武;赵卫娟 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-12-17 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本申请提供了一种液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质，液体火箭姿态控制实现方法包括以下步骤：建立单通道绕质心动力学模型，并进行线性化处理，得到线性模型；根据线性模型设计滑模状态观测器，以对刚体姿态角和角速度进行估计；设计扩张状态观测器，以对刚体动力学的综合干扰力矩进行估计；利用刚体姿态角和角速度的估计值以及综合干扰力矩的估计值设计姿态控制器。本申请能够降低姿态控制的保守性，提高姿态控制对动力学模型不确定性的鲁棒性，改善姿态控制对弹性和晃动特性天地不一致性的适应能力。
液体火箭姿态控制实现方法系统存储介质

[发明专利]用于航天器控制系统的半实物仿真总控系统-CN202310113216.8在审
发明人：康健;孙运吉;钟友武 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2023-02-15 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本申请提供了一种用于航天器控制系统的半实物仿真总控系统，其包括上位机、下位机、程控电源和泵站以及两个以上实物；上位机中运行有windows系统并配置有上位机软件；下位机中运行有实时操作系统并配置有下位机软件；上位机通过以太网与所述下位机进行信息交互，下位机通过总线与各所述实物进行信息交互，上位机通过以太网与程控电源和泵站进行通信，程控电源为各实物进行供电，泵站为各实物提供压力。本申请中上位机可以根据试验需求按自动流程控制下位机与各实物交互，保证上位机和下位机与各实物交互的实时性，能够大幅提高试验效率与可靠性，并降低人员需求，同时能够实现批量硬件在环试验，进一步节约运行时间。
用于航天器控制系统实物仿真系统

[发明专利]用于航天器控制系统批量仿真的试验方法及试验系统-CN202310114167.X在审
发明人：康健;孙运吉;钟友武 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2023-02-15 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本申请提供了一种用于航天器控制系统批量仿真的试验方法及试验系统，试验方法包括以下步骤：确定仿真程序和仿真用例文件；设置批量仿真工具，且批量仿真工具与仿真程序进行信息交互；批量仿真工具用于加载或卸载仿真程序，向仿真程序中传输用例序号和配置信息，仿真程序将实时运行信息反馈给批量仿真工具；批量仿真工具采用模块化形式根据试验目的执行相应的试验流程；批量仿真结束后，批量导出解析试验数据。本申请能够增加试验的适应性和灵活性，降低误操作概率。
用于航天器控制系统批量仿真试验方法系统

[发明专利]运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置-CN202111038178.1有效
发明人：赵立乔;赵艳龙;钟友武;辛健;韩宏茵;张信波;符亮;高珠珠 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-09-06 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提供了一种运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置，运载火箭起飞干涉检测方法包括以下步骤：利用三维软件构建运载火箭在起飞阶段的多截面曲面包络模型；利用三维软件构建发射装置的三维模型；将运载火箭的多截面曲面包络模型装配至发射装置的三维模型中，并按照起飞滚转角进行角度旋转，测量运载火箭的多截面曲面包络模型与发射装置的三维模型之间的距离，以实现对运载火箭起飞干涉的检测。本申请提供的运载火箭起飞干涉检测方法能够更为快捷、全面、直观地进行干涉检测，能够有效地节省检测周期，提高干涉性检查的有效性。
运载火箭起飞干涉检测方法装置

[发明专利]一种运载火箭发动机摇摆伺服装置-CN202110254265.4有效
发明人：胡文杰;裴曦;曾诚;钟友武;戴捷 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2021-03-05 - 公布日： 2022-03-04 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：本发明提供一种运载火箭发动机摇摆伺服装置，包括：摇摆轴，固定在发动机推力室轴线的两侧；滑动轴承，安装在所述摇摆轴上用于提供绕所述摇摆轴的周向运动的轴承；轴承座，中间设置圆形轴承孔用于安装所述滑动轴承；常平座，为框架结构且跨设安装在位于发动机推力室两侧的轴承座上，用于发动机摇摆时的承力支撑；伺服机构，安装在所述常平座的一侧，通过摇臂固定连接到所述摇摆轴，通过所述伺服机构的伸长或缩短带动所述摇臂绕所述摇摆轴旋转，进而带动发动机摇摆相应的角度。该伺服装置实现了通过伺服机构的运动向推力室摇摆转动的运动方式转化，同时又达到了摇摆机构的模块化设计。
一种运载火箭发动机摇摆伺服装置

[发明专利]运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整系统及存储介质-CN201910966658.0有效
发明人： 钟友武;赵卫娟;徐孟晋 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-10-12 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： G05B13/02 文献下载
摘要：本申请提供了一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整系统及存储介质。调整方法包括以下步骤：确定速率陀螺的主增益；确定速率陀螺的自适应增益；将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。本申请通过分别确定速率陀螺的主增益和自适应增益，然后通过速率陀螺的主增益和自适应增益相乘得到速率陀螺的增益值，能够解决运载火箭发动机后效工作段控制能力下降与高精度控制要求之间的矛盾，也能够适应发动机推力变化、工作时间偏差的问题和火箭结构模态的时变特性。
运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法系统存储介质

[发明专利]一种姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器-CN202011127940.9有效
发明人：朱凯;钟友武;赵卫娟 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-10-21 - 公布日： 2021-11-16 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供的姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器。该方法针对飞行器姿态控制系统在控制受限情况下的稳定控制问题，建立了姿态系统的控制受限模型，将控制律中比例项与微分项的限幅值设计问题，转换为输入受到嵌套饱和约束的控制系统的吸引域优化问题，从而通过求解具有LMI约束的优化问题，给出了控制受限时的比例控制项与微分控制项的限幅值设计方法。采用优化控制律中比例项和微分项的限幅值，能够改善控制系统存在较大不确定性和强干扰下的稳定性，提高控制受限时控制系统的鲁棒性；避免了根据工程经验或打靶仿真结果调节反馈量的幅值约束缺乏理论依据且要耗时迭代的弊端，显著提高了求解效率。
一种系统限幅设计方法存储介质服务器

[发明专利]一种可回收航天运载器的导航系统-CN202010978078.6有效
发明人： 钟友武;赵向楠;徐孟晋 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-09-17 - 公布日： 2021-08-20 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明提供一种可回收航天运载器的导航系统，包括：子级导航子系统，包括第一惯性导航装置、第一卫星导航接收机、第一雷达高度计，当子级回收再入段时，第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息，子级导航子系统利用第一雷达高度计完成第一高度信息的第一组合信息，第一组合信息用于航天运载器子级再入段的制导控制；回收导航地面配合子系统，包括卫星导航差分站、视觉导航合作目标，当子级近地着陆段时，子级导航子系统结合第一卫星导航信息与卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。子级导航子系统与回收导航地面配合子系统相互配合能够让回收式航天运载器在回收段执行定点降落，子级回收降落精准可靠。
一种可回收航天运载导航系统

[实用新型]航天运载器上面级姿轨控发动机配置结构及控制系统-CN202022844186.2有效
发明人： 钟友武;朱凯;赵卫娟;赵向楠;米文昊 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司;蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-12-01 - 公布日： 2021-07-23 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置结构及控制系统，配置结构包括在平面直角坐标系的4个象限线上分别对应设置一第一发动机，在航天运载器上面级的周向设置4台第二发动机和4台第三发动机；第二发动机分别对应设置在4个象限线上；一对第三发动机设置在第I象限的45°方向上，另一对第三发动机设置在第III象限的45°方向上；或者，一对第三发动机设置在第II象限的45°方向上，另一对第三发动机设置在第IV象限的45°方向上。本实用新型能够在保证速度与姿态控制需求的同时显著降低航天运载器的研发和制造成本。
航天运载上面级姿轨控发动机配置结构控制系统

[发明专利]航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置-CN202011316491.2有效
发明人： 钟友武;朱凯;赵卫娟;赵向楠;米文昊 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-11-23 - 公布日： 2021-06-01 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本申请提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置，控制方法包括：在发动机回零控制开始时刻，通过综合回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令和伺服指令速度获得发动机回零控制的伺服指令趋势；根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令；伺服机构根据利用发动机回零控制的伺服指令摇摆发动机，以对发动机进行自适应回零控制。本申请能够充分利用发动机后效推力进行姿态控制。本申请中发动机回零加速度小，回零过程惯性力矩小，回零过程对姿态的影响小，有利于提高姿态控制精度。
航天运载关机发动机自适应控制方法装置

[发明专利]配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置-CN202011554645.1有效
发明人： 钟友武;赵向楠;赵卫娟;朱凯 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-12-25 - 公布日： 2021-06-01 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本申请提供了一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置，其包括：将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构，以作为各类执行机构的输入；通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性；通过姿态动力学建模得到第i类执行机构到其引起的姿态响应的传递函数，获得在各频率点的幅频特性和相频特性；计算得到第i类执行机构从等效指令到该类执行机构引起的姿态角响应的传递特性；建立从等效指令到总姿态角的等效姿态频域模型，其中，总姿态角为各类执行机构引起的姿态角的和。本申请能够有效提高建模精度，增强姿态控制参数的适应能力；有利于利用现有姿态控制参数设计方法和行业设计规范，提高设计的可靠性。
配置执行机构航天运载姿态控制建模方法装置

[发明专利]航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法及装置-CN202011374785.0有效
发明人： 钟友武;朱凯;赵卫娟;赵向楠;米文昊 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-12-01 - 公布日： 2021-04-16 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本申请提供了一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法及装置，方法包括：在平面直角坐标系的4个象限线上分别对应设置一第一发动机，在航天运载器上面级的周向设置4台第二发动机和4台第三发动机；第二发动机分别对应设置在4个象限线上；一对第三发动机设置在第I象限的45°方向上，另一对第三发动机设置在第III象限的45°方向上；或者，一对第三发动机设置在第II象限的45°方向上，另一对第三发动机设置在第IV象限的45°方向上；利用第一发动机、第二发动机和第三发动机共同实现速度控制和俯仰、偏航、滚动通道的冗余姿态控制。本申请能够在保证速度与姿态控制需求的同时显著降低航天运载器的研发和制造成本。
航天运载上面级姿轨控发动机配置控制方法装置

[发明专利]一种可回收航天运载器的导航方法-CN202010977702.0有效
发明人： 钟友武;赵向楠;徐孟晋 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-09-17 - 公布日： 2021-03-19 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明提供一种可回收航天运载器的导航系统，包括：当子级回收再入段时，子级导航子系统中的第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息，子级导航子系统利用第一雷达高度计完成第一高度信息的第一组合信息，第一组合信息用于航天运载器子级再入段的制导控制；当子级近地着陆段时，子级导航子系统结合第一卫星导航信息与回收导航地面配合子系统中的卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。通过子级导航子系统与回收导航地面配合子系统相互配合能够让回收式航天运载器在回收段执行定点降落，子级回收降落精准可靠。
一种可回收航天运载导航方法

[发明专利]航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置-CN202011207084.8有效
发明人： 钟友武;赵向楠;赵卫娟;朱凯;米文昊 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-11-03 - 公布日： 2021-03-19 - 主分类号： G05B13/02 文献下载
摘要：本申请提供了一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置，制导方法包括以下步骤：根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲；利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角。本申请能够提高迭代制导算法对发动机推力下降故障的适应能力，提高制导精度，提高航天运载器在发动机推力下降故障情况下完成飞行任务的能力。
航天运载自适应制导方法装置

[发明专利]回收式航天运载器分布式导航系统初始对准方法-CN202010891584.1有效
发明人： 钟友武;赵向楠;徐孟晋 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-08-31 - 公布日： 2020-12-11 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本申请提供了一种回收式航天运载器分布式导航系统初始对准方法，其包括：在火箭的起竖过程中，进行一子级惯组和仪器舱惯组以及助推级惯组和仪器舱惯组之间的方位安装系数的标定计算；仪器舱惯组进行水平自对准和方位自对准，对应得到水平自对准结果和方位自对准结果；一子级惯组和助推级惯组均进行水平自对准，对应得到各自的水平自对准结果；一子级惯组和助推级惯组分别根据仪器舱惯组的水平自对准结果和方位自对准结果、自身水平自对准结果和安装系数标定结果，完成自身方位姿态角的计算；仪器舱惯组、一子级惯组和助推级惯组均得到初始姿态角，完成分布式导航系统的初始对准。本申请中各级子导航系统均能自主获得高精度的方位对准结果。
回收航天运载分布式导航系统初始对准方法

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