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公开(公告)号：CN114861116A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210435055.X
申请日：2022-04-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种用于降低混合比偏差造成的推进剂不可用量的优化方法，包括：S1、基于推进剂混合比、混合比偏差和推进剂初始加注量，获得混合比偏差导致的推进剂不可用量；S2、增加燃料以优化并降低推进剂不可用量，获得最优燃料额外加注量和优化后的推进剂不可用量。本发明的方法可有效优化并降低大型航天器混合比偏差造成的推进剂不可用量。
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公开(公告)号：CN115585076A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211225988.2
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。
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公开(公告)号：CN115585076B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202211225988.2
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115230994B
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202210957553.0
申请日：2022-08-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种航天器抗干扰定点着陆显式制导方法，包括：建立LVLH坐标系下的动力学模型；建立干扰观测器，对扰动进行在线估计得到抗干扰项，并引入制导指令中进行补偿，得到扰动补偿后模型；利用最优原理对所述扰动补偿后模型构造制导律，解算制导指令；解算得到解析航程表达式，并计算推力修正值，实现航天器抗干扰定点着陆的控制。本发明的方法可以保证存在不确定性干扰情况下的制导精度，同时具有计算量小和能够实现定点着陆的优势。
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公开(公告)号：CN116150869A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211085892.0
申请日：2022-09-06
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06T17/00 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质，包括以下步骤：步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。本发明，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。
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公开(公告)号：CN117657476A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311415452.1
申请日：2023-10-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于月球借力的平动点轨道至火星轨道转移设计方法，步骤如下：在地月系统中，设计平动点轨道至月球附近的转移轨道；根据得到的转移轨道，获取地月系统下飞行器位置速度，并将飞行器的转移轨道位置与速度转换到日地质心旋转坐标系下，得到日地质心旋转坐标系下飞行器的位置与速度；在日‑地‑火多天体系统中，根据得到的日地质心旋转坐标系下飞行器的位置速度，确定借力变轨位置至火星的转移轨道。本发明通过对完整轨道分段拼接有效降低了多天体系统下轨道设计的难度，结合全局与局部优化搜索算法快速确定设计变量初值，设计方法与结果能够为未来飞行器火星拓展性探测任务提供参考。
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公开(公告)号：CN114861116B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202210435055.X
申请日：2022-04-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种用于降低混合比偏差造成的推进剂不可用量的优化方法，包括：S1、基于推进剂混合比、混合比偏差和推进剂初始加注量，获得混合比偏差导致的推进剂不可用量；S2、增加燃料以优化并降低推进剂不可用量，获得最优燃料额外加注量和优化后的推进剂不可用量。本发明的方法可有效优化并降低大型航天器混合比偏差造成的推进剂不可用量。
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公开(公告)号：CN115230994A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210957553.0
申请日：2022-08-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种航天器抗干扰定点着陆显式制导方法，包括：建立LVLH坐标系下的动力学模型；建立干扰观测器，对扰动进行在线估计得到抗干扰项，并引入制导指令中进行补偿，得到扰动补偿后模型；利用最优原理对所述扰动补偿后模型构造制导律，解算制导指令；解算得到解析航程表达式，并计算推力修正值，实现航天器抗干扰定点着陆的控制。本发明的方法可以保证存在不确定性干扰情况下的制导精度，同时具有计算量小和能够实现定点着陆的优势。
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