公开(公告)号：CN114777567A

公开(公告)日：2022-07-22

申请号：CN202210428000.6

申请日：2022-04-22

Applicant: 北京宇航系统工程研究所

Inventor： 李东 ,  王珏 ,  王建明 ,  耿光有 ,  娄路亮 ,  李平岐 ,  余光学 ,  李茂 ,  宋漪萍 ,  胡鹏翔 ,  王庆伟 ,  张树杰 ,  夏超 ,  张志国 ,  韩雪颖 ,  王乾 ,  冉振华 ,  傅学军 ,  王晔 ,  陈晓东 ,  李靖 ,  耿言 ,  周继时 ,  节德刚 ,  李佳威 ,  陈刚

IPC: F41F3/04 ,  G06F30/20

Abstract: 本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。

公开(公告)号：CN107966156B

公开(公告)日：2020-09-18

申请号：CN201711195014.3

申请日：2017-11-24

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张志国 ,  马英 ,  陈风雨 ,  王俊峰 ,  李重远 ,  韩雪颖 ,  朱冬阁 ,  常武权 ,  王建明 ,  耿光有 ,  宋强 ,  肖清

IPC: G01C21/24 ,  G05D1/10

Abstract: 本发明涉及一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，包括如下步骤：获取火箭的全程标准弹道；根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。本发明中提出的改进偏置比例导引方法，能够有效地解决火箭回收需同时满足位置、速度和姿态多约束的制导控制问题，垂直着陆段制导律通过气动减速和末段短时间主动力减速，对入轨飞行段的运载能力无影响，同时在应对各种非制导偏差时，比例导引也有较好的适应性。

公开(公告)号：CN114111838A

公开(公告)日：2022-03-01

申请号：CN202111316050.7

申请日：2021-11-08

Applicant: 北京宇航系统工程研究所

Inventor： 张博戎 ,  王建明 ,  耿光有 ,  沈安 ,  程兴 ,  张志国 ,  肖清 ,  李静琳 ,  刘银 ,  田继超 ,  周天帅 ,  张博俊

IPC: G01C25/00

Abstract: 一种运载火箭发射深空探测器“赤纬‑发射能量”可行性判定方法，包括：根据深空出发速度矢量要求计算运载火箭在指定发射约束下是否满足弹轨道拼接要求，进而快速判断任务发射方案是否可行。本发明能够快速为指定型号运载火箭是否适用于特定深空发射任务给出可行性判定结论。

公开(公告)号：CN114777567B

公开(公告)日：2022-08-23

申请号：CN202210428000.6

申请日：2022-04-22

Applicant: 北京宇航系统工程研究所

Inventor： 李东 ,  王珏 ,  王建明 ,  耿光有 ,  娄路亮 ,  李平岐 ,  余光学 ,  李茂 ,  宋漪萍 ,  胡鹏翔 ,  王庆伟 ,  张树杰 ,  夏超 ,  张志国 ,  韩雪颖 ,  王乾 ,  冉振华 ,  傅学军 ,  王晔 ,  陈晓东 ,  李靖 ,  耿言 ,  周继时 ,  节德刚 ,  李佳威 ,  陈刚

IPC: F41F3/04 ,  G06F30/20

Abstract: 本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。

公开(公告)号：CN107966156A

公开(公告)日：2018-04-27

申请号：CN201711195014.3

申请日：2017-11-24

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张志国 ,  马英 ,  陈风雨 ,  王俊峰 ,  李重远 ,  韩雪颖 ,  朱冬阁 ,  常武权 ,  王建明 ,  耿光有 ,  宋强 ,  肖清

IPC: G01C21/24 ,  G05D1/10

Abstract: 本发明涉及一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，包括如下步骤：获取火箭的全程标准弹道；根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。本发明中提出的改进偏置比例导引方法，能够有效地解决火箭回收需同时满足位置、速度和姿态多约束的制导控制问题，垂直着陆段制导律通过气动减速和末段短时间主动力减速，对入轨飞行段的运载能力无影响，同时在应对各种非制导偏差时，比例导引也有较好的适应性。