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[发明专利]一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置-CN201911399947.3有效
发明人：岳小飞;朱丹;赵爽;邵艳;杨跃;唐梦莹 -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： 2023-10-27 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及火箭回收技术领域，具体涉及一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置。该方法包括：以目标着陆位置为坐标原点O建立控制坐标系Oxyz；判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值；若是，则进行速度反馈调节；判断所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标是否均位于所述目标返回着陆理论轨迹在Oxy平面的投影轨迹上；若否，则进行第一位置反馈调节；判断所述火箭的z轴实时坐标是否为0；若否，则进行第二位置反馈调节。本发明只需要通过速度反馈调节、第一位置反馈调节和第二位置反馈调节，就能够控制火箭完成平稳地返回，从而降低运载火箭回收控制技术的计算量。
一种基于火箭返回着陆控制方法装置

[发明专利]一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法-CN202310926897.X有效
发明人：黄晓平;张修玮;岳小飞;王志军;杨凯铜;谢凤云;唐梦莹;何漫丽;左湛 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-07-27 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G05B9/03 文献下载
摘要：本申请提供了一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，根据程序姿态角与实际姿态角计算差值得到角偏差，再经过校正网络计算得到校正值，根据校正值的绝对值与预设的开关门限及偏差值之和的大小关系，进行通道故障的检测，且根据校正值与预设的开关门限的大小关系，决定通道的开启方向及控制发动机的启动，从而更新箭体的实际姿态角，并使箭体实时跟踪程序姿态角。本申请通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。
一种运载火箭喷流姿态冗余控制方法

[发明专利]去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备-CN202310764225.3有效
发明人：黄晓平;王晓玮;岳小飞;王志军;杨凯铜;张修玮;谢凤云;唐梦莹;何漫丽;尹仕卿 -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： 2023-09-29 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明涉及去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备，包括分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计；粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；蒙特卡洛打靶仿真验证。本发明的方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，最终达到去任务化的效果。
任务姿态控制回路设计方法存储介质电子设备

[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]冰袋固定套-CN202223131812.9有效
发明人：张瑜;唐梦莹;王玲;陈佳佳;李欣格;肖洪 -专利权人：中国人民解放军陆军第九五八医院
申请日： 2022-11-24 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： A61F7/10 文献下载
摘要：本实用新型涉及冰袋固定套技术领域，具体为冰袋固定套，包括：冰袋，所述冰袋外表面与膝关节相贴，其内部用于放置冰块；及弹力带，所述弹力带设置于冰袋后侧，所述弹力带围绕腿部一圈后使其左右两端相互交叉能够固定于膝关节。本实用新型为了避免冰袋表面会不断凝结水珠，患者佩戴一段时间后，佩戴位置会被打湿，而胶布失去粘性导致难以固定牢固，通过其内腔层两侧依次固定有防水布层、棉绒层、外层，可避免冰袋内部的水珠渗出，其棉绒层为了避免冰袋长久固定后，其的温度较低，使膝关节冻伤，且袋体采用硅胶袋兜装冰袋，质地柔软，使用舒适，不容易破损，通过弹力带可避免固定不牢固。
冰袋固定

[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

[实用新型]一种髋关节术后翻身辅助装置-CN202223301379.9有效
发明人： 唐梦莹;夏婷婷;张瑜;凌厉;李欣格;肖洪 -专利权人：中国人民解放军陆军第九五八医院
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： A61G7/05 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种髋关节术后翻身辅助装置,包括底板、侧板、支撑组件、绑带和侧向支撑件底板，底板为长条形板；侧板有两个，两个侧板相对竖直的设置在底板的两个长边；支撑组件有两个，两个支撑组件相对的竖直的设置在底板的两个宽边，支撑组件的顶部开设有容纳槽，且容纳槽的开口大小能调，两个支撑组件的两个容纳槽分别用于容纳大腿和脚踝；绑带有多个，多个绑带的一端沿着其中一个侧板的长边间隔的设置，绑带另外一端能固定在另外一个侧板上；侧向支撑件设置在底板上，推动侧向支撑件，侧向支撑件能向底板的宽边方向延伸并伸出至底板外。本髋关节术后翻身辅助装置，能用于髋关节术后辅助患者翻身，防止髋骨关节脱位或踝关节内旋。
一种髋关节术后翻身辅助装置

[发明专利]一种火箭舵控段姿控系统参数可设计性评估方法-CN202211469239.4在审
发明人：刘李雷;黄晓平;唐梦莹;岳小飞;王志军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-11-22 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种火箭舵控段姿控系统参数可设计性评估方法，包括：利用多代价函数表示火箭舵控段姿控系统参数频域设计要求；确定解算所述多代价函数的优化算法；将多代价函数优化解算问题转化为一组单代价函数优化解算问题；根据所述一组单代价函数优化解制作等参数图；利用等参数图确定火箭舵控段姿控系统参数的可设计性。本发明提出一种火箭舵控段姿控系统参数可设计性评估方法，利用寻优方法构造等指标曲线确定系统的可设计边界，利用零阶多目标优化算法，方便地利用自动化程序设计控制系统的参数，提高设计效率；利用求解一族单目标优化问题的算法，比较直观地得到满足某些指标的控制系统参数组合。
一种火箭舵控段姿控系统参数设计评估方法

[发明专利]一种可回收运载火箭落点控制方法-CN202211731687.7在审
发明人：杨跃;岳小飞;黎桪;唐梦莹;朱佩婕;可钊;龚习;刘岳 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-30 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种可回收运载火箭落点控制方法，包括陆前开机控制、着陆前高度控制、着陆前水平位置控制、着陆前关机控制；陆前开机控制是基于落点坐标系进行迭代计算，若计算到vyfsi不大于零，则进行下一次迭代；当计算到vyfsi大于零时，判断当前yfsi是否小于零，若是，则发动机开机；否则，发动机不开机；结束迭代；着陆前高度控制是通过迭代计算，计算得到vyfsi大于零或yfsi小于零时，判断vyfsi是否小于vmx，若是，则结束迭代；若否，对目标视加速度则进行更新；基于目标视加速度Wax,j+1调整发动机推力，然后进行下一次迭代计算。本方法中控制指令计算量较小，制导回路稳定性高，具有较高的工程应用价值。
一种可回收运载火箭落点控制方法

[发明专利]一种液体火箭发动机的推力调节方法及装置-CN202111493433.1有效
发明人：杨凯铜;岳小飞;王志军;王宏亚;唐梦莹;周一凡;黄晓平;李耀方;刘李雷;龚习;赵爽 -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： 2023-05-12 - 主分类号： F02K9/58 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机的推力调节方法，包括步骤：在地面试车试验时获得液体火箭发动机推力室压力‑调节阀开度表；基于推力室压力‑调节阀开度表和制导系统给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值；根据当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，得到燃料副阀开度指令；基于燃料副阀开度指令和所述推力室压力‑调节阀开度表计算得到氧化剂副阀、主阀开度指令；对阀开度进行调节，使发动机达到需要推力。本发明采用加速度计测量得到的过载信息对发动机调节阀开度进行修正，无需增加传感器，实现对飞行过程中的运载火箭发动机推力进行精确调节，有利于回收过程箭体的姿、轨控，满足低成本、可回收火箭的技术需求。
一种液体火箭发动机推力调节方法装置

[发明专利]一种多星防碰撞分离方法-CN202211583713.6在审
发明人：杨凯铜;黄晓平;岳小飞;王志军;唐梦莹;张修玮;刘李雷;何漫丽;谢凤云;周鑫;张昌涌;黎桪;李晓苏;邹延兵 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
一种多星防碰撞分离方法

[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]一种数据处理方法、装置及系统-CN201911280766.9有效
发明人：杜兵;祝捷;王雯雯;李薇;雷春;许允为;林楠;唐梦莹 -专利权人：国网四川省电力公司;国家电网有限公司
申请日： 2019-12-13 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G06F16/332 文献下载
摘要：本发明公开了一种数据处理方法、装置及系统，方法包括：发送文本主题数据至多个客户端，并接收每个客户端反馈的文本主题数据对应的文本回复数据；确定文本回复数据对应的多个目标关键词和每个目标关键词对应的多维权重值；获取多个预设参考文本数据，并确定每个预设参考文本数据对应的参考关键词和每个参考关键词对应的多维权重值；根据目标关键词和与其对应的多维权重值以及所述参考关键词和与其对应的多维权重值，确定与文本回复数据相关度最高的目标预设参考文本数据。
一种数据处理方法装置系统

[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

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