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公开(公告)号：CN112445234B
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202011362295.9
申请日：2020-11-27
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种航天器的姿态控制方法及装置，所述方法包括：获取航天器飞行状态下的状态参数；基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；对姿态控制过程进行数学仿真；及确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真。本发明可使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性，同时，获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率。
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公开(公告)号：CN114412665A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210085532.4
申请日：2022-01-25
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及固体运载火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭的点火方法，该方法包括：获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。该方法提高了固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低了运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高了固体火箭点火的可靠性。
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公开(公告)号：CN114326440A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111676035.3
申请日：2021-12-31
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法，该系统包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，中心计算机分别与模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统连接；火箭运动仿真系统用于对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息；模拟测发控系统用于将待装订参数发送给中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统发送控制指令；火箭运动仿真系统还用于基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。该系统能够完成飞行控制软件初始化参数自动装订，极大地简化了试验操作流程。
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公开(公告)号：CN114109652A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111493433.1
申请日：2021-12-08
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机的推力调节方法，包括步骤：在地面试车试验时获得液体火箭发动机推力室压力‑调节阀开度表；基于推力室压力‑调节阀开度表和制导系统给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值；根据当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，得到燃料副阀开度指令；基于燃料副阀开度指令和所述推力室压力‑调节阀开度表计算得到氧化剂副阀、主阀开度指令；对阀开度进行调节，使发动机达到需要推力。本发明采用加速度计测量得到的过载信息对发动机调节阀开度进行修正，无需增加传感器，实现对飞行过程中的运载火箭发动机推力进行精确调节，有利于回收过程箭体的姿、轨控，满足低成本、可回收火箭的技术需求。
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公开(公告)号：CN112445234A
公开(公告)日：2021-03-05
申请号：CN202011362295.9
申请日：2020-11-27
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种航天器的姿态控制方法及装置，所述方法包括：获取航天器飞行状态下的状态参数；基于所述状态参数，计算箭体小扰动运动方程的动力系数；基于预设死区继电控制特性的开关门限及所述动力系数，确定姿态控制回路中校正网络的参数；基于节能算法，控制姿控喷管的开启时间不超过预设时间；对姿态控制过程进行数学仿真；及确定所述姿态角速率符合第一预设条件，则对姿态控制过程进行蒙特卡洛仿真。本发明可使得箭体姿态运动获得较为理想的控制动态特性，同时，获得星箭分离时刻箭体的三通道小姿态角速率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114326440B
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202111676035.3
申请日：2021-12-31
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法，该系统包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，中心计算机分别与模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统连接；火箭运动仿真系统用于对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息；模拟测发控系统用于将待装订参数发送给中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统发送控制指令；火箭运动仿真系统还用于基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。该系统能够完成飞行控制软件初始化参数自动装订，极大地简化了试验操作流程。
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公开(公告)号：CN114036780B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202111480793.8
申请日：2021-12-06
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 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。
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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
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G05B13/02
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN114018103B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202111312427.1
申请日：2021-11-08
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
Abstract: 本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
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公开(公告)号：CN115203963A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210884203.6
申请日：2022-07-26
Applicant: 航天科工火箭技术有限公司
IPC: G06F30/20 , F02K9/96 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种发动机推力线等效偏斜的辨识方法、装置、设备及介质，所述方法包括：获取箭体惯组输出的目标角速率；对所述目标角速率进行预设三个轴方向上的力矩计算，得到所述预设三个轴方向上各自对应的目标力矩；根据所述预设三个轴方向上各自对应的目标力矩，计算获得所述箭体中发动机推力线的等效偏斜。采用本发明，能简便、快速及准确地计算出箭体发动机推力线的等效偏斜。
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