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公开(公告)号：CN116501077B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310764802.9
申请日：2023-06-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角自动优化方法，根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系等信息求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。本发明根据天基相控阵天线指向夹角是否满足测控需求并根据最优滚转角变化规律，自动迭代设计出满足测控约束的火箭姿态角，给出测控方案，从而减少人工设计过程。同时该设计方法可针对不同发射任务设计出满足天基测控约束的火箭姿态角，从而实现测控方案的去任务化设计，在一定程度上推动了弹箭载天基测控技术的发展。
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公开(公告)号：CN116658332A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310521923.0
申请日：2023-05-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请涉及一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置，包括中心发动机，还包括多个裙板，多个所述裙板可折叠的沿周向均匀设置在所述中心发动机的推力室外壁上。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低中心发动机伺服系统在返回段的气动载荷力矩，大幅降低了中心发动机伺服系统的设计难度，降低了可回收火箭的研制成本；裙板在中心发动机上升段及返回段开机工作过程中呈折叠状态，贴合于中心发动机推力室外壁面，不影响中心发动机摇摆工作；裙板采用直线舵机进行控制，结构简单，可以自由折叠和展开。
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公开(公告)号：CN116501077A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310764802.9
申请日：2023-06-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角自动优化方法，根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系等信息求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。本发明根据天基相控阵天线指向夹角是否满足测控需求并根据最优滚转角变化规律，自动迭代设计出满足测控约束的火箭姿态角，给出测控方案，从而减少人工设计过程。同时该设计方法可针对不同发射任务设计出满足天基测控约束的火箭姿态角，从而实现测控方案的去任务化设计，在一定程度上推动了弹箭载天基测控技术的发展。
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公开(公告)号：CN113405409B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202110739202.8
申请日：2021-06-30
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种基于火箭测控通信系统的模式切换方法及系统，其中所述方法包括：获取所述火箭测控通信系统的模式切换指令，和/或获取运载火箭的当前姿态信息；根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，确定所述运载火箭的目标工作模式；将所述运载火箭的当前工作模式切换至所述目标工作模式下进行数据通信。采用本申请，能解决现有技术中存在的无法满足特殊任务的可靠通信需求及特殊情况下的数据传输需求等技术问题。
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公开(公告)号：CN114184094A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111452077.9
申请日：2021-12-01
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
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。
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公开(公告)号：CN114154341A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111489461.6
申请日：2021-12-07
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种火箭级间比的计算方法、装置、终端设备及介质，其中所述方法包括：根据预设的不同火箭载荷及火箭测量参数，计算所述火箭的全箭质量；根据所述火箭测量参数和目标载荷，计算不同二级火箭质量下的第一特征速度曲线和第二特征速度曲线；根据所述不同二级火箭质量下的第一特征速度曲线和第二特征速度曲线，计算所述火箭的目标二级质量；根据所述全箭质量和所述目标二级质量，计算所述火箭的火箭级间比。采用本发明，能解决现有技术中火箭级间比优化计算时涉及的多次计算及复杂度较大等技术问题。
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公开(公告)号：CN114060171A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111076246.3
申请日：2021-09-14
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/56
摘要： 本发明公开了一种火箭以及推进剂晃动抑制方法和装置，包括：检测是否接收到火箭的主发动机的预备关机信号；当接收到主发动机的预备关机信号，且当前时刻与接收到预备关机信号的时刻之间的时间间隔为第一设定时间间隔时，控制主发动机的推力降低至第一目标推力，以及控制火箭的辅助发动机以第二目标推力为火箭提供飞行方向的推力。本申请在主发动机降低过载的过程中，以辅助发动机提供过载，进而减少了火箭过载降低的程度，使得推进剂晃动的幅度大幅降低，还可以降低剩余推进剂和增压气体将在贮箱内掺混程度，在一定程度上避免了动力输送管路中的推进剂的夹气风险，提高主发动机二次开机的可靠性，提高火箭的飞行安全。
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公开(公告)号：CN113739648A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202110940740.3
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B8/24
摘要： 为了弥补着陆判别的空白，本发明提供一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，包括步骤:测量火箭回收支腿缓冲器压力值并判别；测量箭体支腿下端面离地高度值并判别；测量箭体轴向过载并判别；测量火箭回收支腿的辅支腿的冲击值并判别；根据标志在镜头画面中的比例进行判别；当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但其他四项条件中有两项同时满足，则判定为火箭着陆；判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令；当地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令，即停止上述判别。
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公开(公告)号：CN113701571A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110940743.7
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法。通过对飞行时间进行分段设计，匹配各对应高度段的轴向飞行过载，使得各对应高度段的轴向飞行过载适宜垂直回收验证火箭的验证飞行，具体设计方法是：通过按时序对发动机进行推力调节，实现箭体轴向飞行过载的交错变化，为垂直回收演示验证火箭飞行全程提供适宜的轴向飞行过载，最终可以实现垂直受控着陆回收。本方法保证演示验证火箭全程都具有适当的飞行过载，规避了低过载下贮箱推进剂管理的复杂问题；规避了发动机二次点火的复杂问题；不需研制复杂的推进剂管理系统；为可回收关键技术验证提供了较适宜的飞行环境；为垂直回收演示验证火箭的总体设计提供了有力支撑。
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公开(公告)号：CN113405409A
公开(公告)日：2021-09-17
申请号：CN202110739202.8
申请日：2021-06-30
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种基于火箭测控通信系统的模式切换方法及系统，其中所述方法包括：获取所述火箭测控通信系统的模式切换指令，和/或获取运载火箭的当前姿态信息；根据所述模式切换指令和/或所述当前姿态信息，确定所述运载火箭的目标工作模式；将所述运载火箭的当前工作模式切换至所述目标工作模式下进行数据通信。采用本申请，能解决现有技术中存在的无法满足特殊任务的可靠通信需求及特殊情况下的数据传输需求等技术问题。
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