-
公开(公告)号：CN118410562A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202211375146.5
申请日：2022-11-04
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06T17/00 , G06F119/18
摘要： 本发明公开了一种运载火箭气动外形快速建模方法及系统，所述方法包括：建立参数列表，所述参数列表中的参数完全覆盖建模所需的全部尺寸，同时给每个参数指定初始值；根据设计所需的模型种类，针对每种模型种类建立相应的初始模型，所述初始模型的尺寸完全利用参数表中的参数进行驱动；利用设计平台实现界面化设计，根据需求在参数输入面板中设计出包括头部、舱段、栅格舵的若干参数输入框；将所述参数列表中的参数分别与参数输入面板中的相应参数输入框和设计所需的模型种类进行绑定，用以实现利用参数完全驱动三维模型生成。
-
公开(公告)号：CN116500902B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310764225.3
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： G05B13/04
摘要： 本发明涉及去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备，包括分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计；粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；蒙特卡洛打靶仿真验证。本发明的方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，最终达到去任务化的效果。
-
公开(公告)号：CN113758383A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110940741.8
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法。包括：主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；其中，控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：S1、确定约束量要求及精度要求；S2、确定待迭代的各控制量；S3、给控制量赋初值；S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；S6、获得满足精度要求的弹道。本方法降低了产品研制周期与生产成本；降低了后续进行大型可回收液体运载火箭研制风险；可在火箭上安装整流罩与栅格舵，能适应更高的飞行速度，可作为亚轨道探空火箭。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN116495195A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310337686.2
申请日：2023-03-31
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种运载火箭发射去任务化设计方法，本发明根据运载火箭履约设计过程中遇到的问题入手，从总体的角度提出了在运载火箭研制过程中需考虑去任务化设计思想，即在运载火箭弹道计算，气动热环境、载荷环境、空间热环境方案设计、星箭分离方案设计、测控方案设计、制导系统方案设计、姿态控制方案设计、飞行控制软件设计等方面给出了去任务设计方法，尽可能减少履约设计过程中针对不同发射任务的定制化设计工作，缩短研制周期，降低发射成本，满足运载火箭履约过程中的去任务化需求。
-
公开(公告)号：CN118565271A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410606769.1
申请日：2024-05-16
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及火箭姿控系统技术领域，公开一种运载火箭及其姿态冗余控制系统和方法，包括第一发动机组和第二发动机组，第一发动机组包括四个第一发动机，其中两个为俯仰发动机，另外两个为偏航发动机，两个俯仰发动机和两个偏航发动机沿火箭的周向间隔且均匀地交错设置；第二发动机组包括四个滚转发动机，四个滚转发动机沿两个俯仰发动机所在直线或两个偏航发动机所在直线对称设置，且每相邻一个俯仰发动机和一个偏航发动机之间设置一个滚转发动机，每个滚转发动机的推力线与火箭的径线不重合，并与相邻的俯仰发动机和偏航发动机的推力线均呈锐角，每个第一发动机两侧相邻的两个滚转发动机为其的冗余。运载火箭的飞行可靠性较高。
-
公开(公告)号：CN118463732A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410630359.0
申请日：2024-05-21
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种运载火箭离轨钝化段控制方法及相关设备，涉及火箭控制领域，主要为解决目前存在大质心偏差而造成的运载火箭离轨钝化段失控情况的问题。该方法包括：基于所述干扰力矩和控制力矩确定和力矩，其中，所述和力矩用于确定最大角速度；基于所述最大角速度确定单次主发动机工作时长；基于所述单次主发动机工作时长确定目标数量的主发动机主动工作段，其中，所述目标数量的主发动机主动工作段用于控制运载火箭离轨钝化段。本发明用于运载火箭离轨钝化段控制过程。
-
公开(公告)号：CN116500902A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310764225.3
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： G05B13/04
摘要： 本发明涉及去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备，包括分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计；粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；蒙特卡洛打靶仿真验证。本发明的方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，最终达到去任务化的效果。
-
公开(公告)号：CN114417554A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111498732.4
申请日：2021-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/08
摘要： 本发明涉及一种运载火箭气动热快速计算方法，根据不同的运载火箭气动热计算状态建立若干个气动热计算程序，通过封装若干个气动热计算程序源代码形成气动热计算APP，提取代码中的可变参数至操作界面，通过设置界面参数，实现快速计算气动热。针对计算火箭不同位置的气动热响应，目前封装代码建立的APP有驻点一层非金属材料计算程序等八个程序，即基于MATLAB编写的气动热计算源代码，以上程序基本可以包括所有的运载火箭气动热计算状态，后续如果出现新的计算状态，可采用类似的方法将新的程序增加至气动热计算APP中。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
23 条记录 (耗时 0.03 秒)
