公开(公告)号：CN114184191A

公开(公告)日：2022-03-15

申请号：CN202111516275.7

申请日：2021-12-09

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

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 ,  王震 ,  彭焱 ,  闾三宇 ,  熊双武 ,  赵宁

IPC分类号： G01C21/16 ,  G01C21/20 ,  G01C25/00

摘要： 本发明涉及火箭导航技术领域，尤其涉及一种火箭容错导航方法及装置，该方法，应用于具有主惯组和从惯组的火箭导航系统中，该从惯组采用微机电系统惯组，包括，分别获取预设采样周期内的主惯组和从惯组的角增量信息和速度增量信息；基于预设采样周期内的主惯组的角增量信息和从惯组的角增量信息，判断预设采样周期内的主惯组与从惯组的陀螺数据是否一致，获得第一判断结果；基于预设采样周期内的主惯组速度增量信息和从惯组的速度增量信息，判断预设采样周期内的主惯组与从惯组的加表数据是否一致，获得第二判断结果；基于第一判断结果以及所述第二判断结果，对火箭进行导航，进而在主从惯组中任一出现故障时，可以得到准确的导航数据进行导航。

公开(公告)号：CN114154440A

公开(公告)日：2022-03-08

申请号：CN202111494762.8

申请日：2021-12-08

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 唐梦莹 ,  岳小飞 ,  黄晓平 ,  周一凡 ,  李耀方 ,  刘李雷 ,  杨凯铜 ,  王志军 ,  杨跃 ,  韩明晶 ,  李钧 ,  周军 ,  赵宁 ,  彭彦召 ,  李文伟

IPC分类号： G06F30/28 ,  G06F30/15 ,  G06F119/14

摘要： 本申请的实施例提供了一种火箭动力系数的处理方法，所述动力系数为线性化动力学方程中的动力系数，所述方法包括：获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。

公开(公告)号：CN114117628A

公开(公告)日：2022-03-01

申请号：CN202111337164.X

申请日：2021-11-12

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 刘克龙 ,  黎桪 ,  左湛 ,  周鑫 ,  王志军 ,  岳小飞 ,  汪潋 ,  李晓苏 ,  邹延兵 ,  张昌涌 ,  龚习 ,  杨跃 ,  韩明晶 ,  夏龙 ,  王迎春 ,  王震

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F119/14

摘要： 本发明公开了一种火箭返回制导方法、装置、设备和介质，确定火箭当前所处位置与目标点所在位置之间的矢径差量，以及火箭当前的飞行速度；根据矢径差量、火箭当前的飞行速度和时间的非整数次幂，确定火箭的目标天向加速度；根据目标天向加速度和火箭的预测质量，确定火箭发动机的目标推力；采用多项式制导算法求解目标北向加速度和目标东向加速度，结合目标推力确定火箭的程序姿态角，以供火箭的姿态控制系统根据程序姿态角对火箭进行返回制导。本申请通过非整数次幂式确定天向加速度，与传统的二次多项式确定加速度的方式相比，本申请能够将推力比约束在一定范围内，使得推力调节范围小，也就提高了发动机工作可靠性，降低了发动机的研发难度。

公开(公告)号：CN114036780A

公开(公告)日：2022-02-11

申请号：CN202111480793.8

申请日：2021-12-06

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 邹延兵 ,  张昌涌 ,  黎桪 ,  李晓苏 ,  汪潋 ,  刘克龙 ,  王志军 ,  周一凡 ,  王晓玮 ,  尹世卿 ,  骆信宇 ,  冯刚 ,  刘宏 ,  胡驰 ,  周军

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F111/04

摘要： 本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，包括以下步骤：S1、选取中继卫星，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，求出最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao；S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：S3、比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则滚转角设计完成；当天基测控覆盖范围不满足要求时，则需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。本发明可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。

公开(公告)号：CN114034215A

公开(公告)日：2022-02-11

申请号：CN202111394223.7

申请日：2021-11-23

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 周鑫 ,  左湛 ,  王志军 ,  刘克龙 ,  黎桪 ,  李晓苏 ,  邹延兵 ,  王震 ,  段淑婧

IPC分类号： F42B15/01

摘要： 本发明公开了一种火箭的导引方法和装置，包括以下步骤：获取火箭当前级主动段的推力速度；根据推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，增量速度为火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，能量管理导引角为火箭当前推力与增量速度的夹角；根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得火箭的当前规划攻角，其中，增量速度夹角为火箭的当前速度与增量速度的夹角；根据当前规划攻角，导引火箭达到目标位置。在导引过程中对火箭主动段飞行的能量进行管理，在给定的飞行段结束时位置的约束下，根据需用速度和飞行时间规划火箭的当前规划攻角，耗散多余能量，进而减少该偏差对后续飞行弹道的影响。

公开(公告)号：CN112461060A

公开(公告)日：2021-03-09

申请号：CN202011287038.3

申请日：2020-11-17

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 黎桪 ,  邹延兵 ,  汪潋 ,  王志军 ,  刘克龙 ,  李晓苏 ,  左湛 ,  周鑫

IPC分类号： F42B15/01

摘要： 本发明涉及一种火箭末级离轨控制方法及装置，所述方法包括：获取当前时刻所述火箭导航坐标系内的第一位置矢量、第一速度矢量及可用燃料质量，所述当前时刻为火箭开始执行离轨动作前的无动力段的任意时刻；基于所述可用燃料质量确定所述火箭的最大点火时长；基于所述第一位置矢量、所述第一速度矢量、所述最大点火时长、预设的飞行攻角，利用迭代计算，确定所述火箭离轨开始时刻的实际飞行攻角，使得火箭末级离轨主动段后的密切轨道要素对应的近地点高度等于预设目标高度。本发明可增强火箭末级离轨的稳定性，以及避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨及推进剂不完全消耗。

公开(公告)号：CN114967432B

公开(公告)日：2024-08-16

申请号：CN202210360771.6

申请日：2022-04-07

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 黄晓平 ,  岳小飞 ,  李耀方 ,  唐梦莹 ,  周一凡 ,  刘李雷 ,  杨凯铜 ,  王志军 ,  杨跃 ,  韩明晶 ,  李钧 ,  彭焱 ,  赵宁 ,  彭彦召 ,  李文伟

IPC分类号： G05B13/02

摘要： 本申请的实施例提供了一种姿态控制系统去任务化校正网络的设计方法，包括：根据目标弹道获取小扰动线性化方程系数，确定被控对象传递函数；根据被控对象设计对应的校正网络中的增益值函数，若当前的校正网络增益值函数无法满足被控对象姿态控制回路开环传递函数频域指标要求，则根据被控对象传递函数，设计校正网络中的第一零点函数，若当前的校正网络增益值函数无法满足被控对象姿态控制回路开环传递函数频域指标要求，则根据被控对象传递函数，设计校正网络中的第二零点函数，直至校正网络满足所有任务弹道为止，并将增益值函数、第一零点函数、以及第二零点函数封装为参数库。本申请可以满足不同发射任务的控制需要，不随任务而改变算法。

公开(公告)号：CN115562314B

公开(公告)日：2024-06-07

申请号：CN202211278058.3

申请日：2022-10-19

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 岳小飞 ,  朱丹 ,  赵爽 ,  刘李雷 ,  杨凯铜 ,  黄晓平 ,  唐梦莹 ,  何漫丽 ,  王志军

IPC分类号： G05D1/49 ,  G05D109/28

摘要： 本发明公开了一种运载火箭子级落区控制方法、系统、介质及计算机设备，所述方法包括：获得用于控制火箭子级姿态的攻角指令αc(t)；将攻角指令αc(t)与火箭实际攻角α相减，求取第一控制偏差Δα；对所述第一控制偏差Δα按照滤波算法进行滤波；其中，所述滤波算法用于对所述第一控制偏差Δα中的火箭弹性干扰信号进行滤波；对滤波后的所述第一控制偏差Δα按照设计的校正网络进行计算，获取控制机构的控制指令δ；利用控制指令δ对火箭子级的攻角进行姿态控制。

公开(公告)号：CN117989934A

公开(公告)日：2024-05-07

申请号：CN202410345232.4

申请日：2024-03-25

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 黎桪 ,  王志军 ,  邹延兵 ,  李晓苏 ,  汪潋 ,  刘欣

IPC分类号： F42B15/00

摘要： 本发明提供了一种受初始滚转角和地基测控约束的滚转角确定方法及装置，方法包括：获取箭体的初始滚转角；确定箭体在地基测控段内的目标时刻对应的最优滚转角；基于初始滚转角、最优滚转角及火箭滚转角实际调整能力确定地基测控段的程序滚转角；如此，即使箭体在实际起竖后得到任意初始滚转角，本发明也可基于初始滚转角、箭体在地基测控段内的目标时刻对应的最优滚转角以及火箭滚转角实际调整能力确定出满足地基测控要求的程序滚转角；也即在任意初始滚转角下，本发明既能满足火箭姿态控制系统的姿态调整能力约束，又能提高箭体与地基测控站的连接稳定性，从而无需在箭体发射之前反复调整箭体角度使之达到预设的滚转角度，从而可提高箭体的发射效率。

公开(公告)号：CN113609581B

公开(公告)日：2024-04-19

申请号：CN202110870875.7

申请日：2021-07-30

申请人： 航天科工火箭技术有限公司

发明人： 黄晓平 ,  岳小飞 ,  李耀方 ,  王志军 ,  刘李雷 ,  唐梦莹 ,  杨凯铜 ,  刘克龙 ,  左湛 ,  黎桪

IPC分类号： G06F30/15

摘要： 本发明公开了一种运载火箭弹性频率辨识的方法及计算机可读存储介质，其中所述方法包括：根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及其对应的滤波频率；根据所述运载火箭的当前飞行时段和飞行控制周期，计算飞行运行拍数N2；根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵；对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号；从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标辨识频率。采用本申请，能解决现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题。