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公开(公告)号：CN114477061A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210202264.X
申请日：2022-03-02
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种液体火箭用加泄连接器，属于火箭技术领域。所述液体火箭用加泄连接器包括：输送管、顶开环、端盖、驱动组件及锁紧组件；所述输送管的输液口与所述箭上法兰连通；所述输送管通过所述锁紧组件与所述箭上法兰连接；所述顶开环可分离式地设于所述输送管的输液口处；所述输送管上开设有通孔；所述驱动组件和所述端盖可选择性地设置在所述通孔处；当所述驱动组件设置在所述通孔处时，所述驱动组件的动作端穿设于所述通孔与所述顶开环连接。本发明液体火箭用加泄连接器兼具开式连接器和闭式连接器的功能，降低成本。
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公开(公告)号：CN114442647A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111491236.6
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明涉及基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。本发明核心为模糊逻辑的设计，利用模糊控制的程式化方法，以惯组计算得到的特征控制量姿态角和姿态角速率作为输入，生成模糊策略进而选取对应的控制喷管作动对箭体施加控制力矩，改变箭体的姿态角和角速率，保证箭体姿态满足设计要求。
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公开(公告)号：CN114442484A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111682377.6
申请日：2021-12-29
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明涉及火箭技术领域，尤其涉及一种火箭的设计和控制方法及装置，该火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，该方法包括：预设多组火箭的结构特征参数值；基于多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；对多个火箭实体模型预设控制参数，并对每个火箭实体模型基于控制参数进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；基于该目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于目标控制参数值，对火箭进行控制，进而采用多体动力学仿真，对所构建的火箭实体模型进行仿真，以获得着陆稳定的火箭实体模型的结构特征参数值以及控制参数值，确保火箭稳定着陆。
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公开(公告)号：CN114401460A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210057303.1
申请日：2022-01-19
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种遥测图像的播放处理方法和装置，所述方法包括：获取遥测图像的初始天基数据和初始地基数据；处理所述初始天基数据和所述初始地基数据，对应获得格式相同的天基数据和地基数据；根据所述天基数据和所述地基数据，获得各自对应的图像数据流；根据预设传输协议发送所述图像数据流，以播放所述遥测图像。本发明使采集到不同格式的数据都能进行正确的解析，即多种格式的数据都能通过一种软件进行接收和数据解析，优化了遥测图像的播放步骤，提高了运载火箭遥测图像数据处理的便捷性，能够适应运载火箭遥测图像数据种类和格式的多样性，达到测试灵活、便捷经济的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN114398755A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111499268.0
申请日：2021-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/10
摘要： 本发明涉及一种弹性滤波器设计方法，包括步骤：计算箭体传递函数Gjt、弹性振动传递函数Gtx、执行机构的传递函数Gzx、以及设计的校正网络传递函数Gjz；计算控制系统在固定弹性频率点omga0下的幅值裕度；固定弹性频率点omga0下的要求的设计幅值裕度；确定需要设计的滤波深度；计算此滤波器在控制系统下的滤波宽度；设计此弹性滤波器为连续域滤波器；计算控制回路中弹性频率点omga0处的幅值裕度；在箭体上下拉偏工况下，计算判断频率点的幅值裕度是否满足设计要求。本发明的设计方法通过实际应用，在滤波器设计过程中，知道具体某个频率点的滤波深度和滤波宽度的情况下，最多通过一次或者两次就可以设计出来。
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公开(公告)号：CN114234736A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111467687.6
申请日：2021-12-03
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
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。
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公开(公告)号：CN114201820A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111490417.7
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06T17/00 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种火箭舱段连接方法、装置、设备和介质，包括：根据目标箭体，构建与目标箭体对应的箭体一维模型；根据预设的模态振型和模态频率，确定箭体一维模型中的目标舱段；对目标舱段、目标舱段的关键连接部位和关键连接部位的连接件进行三维仿真，得到与目标舱段对应的舱段三维模型；根据箭体一维模型和舱段三维模型，得到箭体混合模型；根据获取的目标弯曲模态振型特征，确定箭体混合模型中的目标舱段的结合面，结合面为目标舱段与相邻舱段之间的刚性连接面。本申请从影响箭体模态的目标舱段着手，建立其三维模型，较准确模拟出弯曲模态振型的形态特征，不需要依赖于试验方法进行关键连接部位的研发，进而降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN114151234A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202210014767.4
申请日：2022-01-07
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本发明公开一种再生冷却液氧甲烷火炬点火器，涉及点火装置技术领域，解决了相关技术中点火器内剧烈燃烧存在烧蚀、热防护性能差的技术问题。点火管设有甲烷喷嘴，甲烷外壳外设于点火管并与点火管围合形成甲烷腔，甲烷腔通过甲烷喷嘴与点火室导通；再生冷却组件设置于甲烷腔内，并开设在点火管的外周壁处，再生冷却组件形成有再生冷却槽道。通过本方案，工作时液甲烷从甲烷外壳的液甲烷进口流进，经甲烷腔和再生冷却组件通过甲烷喷嘴进入点火管的点火室，一方面高温点火管壁面被冷却，另一方面液体燃料以较高的温度进入点火室，实现了能量的再生，本方案改善了火炬点火器的易烧蚀、热防护难的问题。
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公开(公告)号：CN113901636A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202110963266.6
申请日：2021-08-20
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质，其中所述方法包括：获取所述火箭入轨点的参考平均轨道参数；根据火箭入轨点的速度和位置，计算包括初始入轨点纬度幅角u0在内的初始平均轨道参数；根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；根据所述参考平均轨道参数、um和预设的起伏量法，计算u0对应的瞬时入轨点纬度幅角u；在u与u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。采用本发明，能解决现有技术中存在迭代计算繁琐、误差较大、精度不高的技术问题。
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公开(公告)号：CN113758383A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110940741.8
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法。包括：主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；其中，控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：S1、确定约束量要求及精度要求；S2、确定待迭代的各控制量；S3、给控制量赋初值；S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；S6、获得满足精度要求的弹道。本方法降低了产品研制周期与生产成本；降低了后续进行大型可回收液体运载火箭研制风险；可在火箭上安装整流罩与栅格舵，能适应更高的飞行速度，可作为亚轨道探空火箭。
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