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公开(公告)号：CN116086253B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202211583713.6
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
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公开(公告)号：CN116150683A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211542429.4
申请日：2022-12-02
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F18/2415 , G06F18/2321 , G06F17/18
摘要： 本发明涉及一种基于交互多模型的惯组冗余诊断方法，在飞行过程全阶段均能实时监测主惯组和从惯组的输出是否正常。本发明创新性地提出了一种基于交互多模型的惯组冗余诊断方法，避免了当前对冗余惯组的在线故障检测通常需要根据不同飞行段和实际弹道和任务去设计门限，扩展性较差的问题；本发明通过对火箭各个飞行段建立运动子模型，将各个子模型滤波器的输出结果进行加权融合处理得到最终的估计结果，估计结果与主惯组和从惯组的输出及导航计算结果进行比较，全程使用一个通用的门限，在飞行过程全阶段均能实时监测主惯组和从惯组的输出是否正常。
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公开(公告)号：CN115795935A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211265178.X
申请日：2022-10-14
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及涉及一种运载火箭程序角拟合端点优化方法。与传统的通过人工调试优化拟合端点的方法不同，本方法是通过将标准弹道程序角对时间求二阶导数后，将其中较大的点筛选出来，并对其作排列组合，再通过自定的拟合精度性能指标评判所有排列组合的拟合精度，从而筛选出最优的拟合端点值。此外，为保证拟合精度，还设定了当拟合精度不足时的调整策略，例如当最大的拟合角偏差超出预设最大偏差时，通过增加拟合端点数来改善拟合精度，当拟合端点处的数值跳变过大时微调端点取值。通过以上步骤，可保证由该方法优化所得的端点值满足拟合精度要求，且能完全避免人工的干预，减少了人为操作。
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公开(公告)号：CN116817676A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202211583817.7
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明提出供一种运载火箭分离体落区自动规划方法，包括：确定初始发射点，获取射向、箭下点轨迹线以及各级分离体的落区中心点与初始发射点的相对位置；以各级分离体中任何一级的分离体当前计算所得的落点为起点，平移该级分离体落区，运用地理信息技术，识别出该级落区内的安全要素。本发明采用地理信息技术建立安全要素信息库，通过弹道计算获得各级分离体落区信息，在各级落区自动巡游过程中，进行地理信息自动识别和统计，利用决策支持技术对各航落区方案进行对比选优，选择得到最优的航落区方案，并确定合适的发射地点，从而在发射点任意的情况下，完成分离体落区自动规划，满足落区去任务化需求。
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公开(公告)号：CN115823962A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211214739.3
申请日：2022-09-30
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备。首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭入轨的精确度。
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公开(公告)号：CN114491811A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210063650.5
申请日：2022-01-20
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请的实施例提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，所述方法包括：基于程序转弯参数以及发射射向，对分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度，再对分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差，基于落地偏差修正当前程序转弯参数以及发射射向，基于程序转弯参数和发射射向设计运载火箭分离体的标准弹道。本申请在一定程度上可以合理设计运载火箭分离体的弹道，从而提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。
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公开(公告)号：CN116045744B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202310023464.3
申请日：2023-01-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请涉及运载火箭制导设计技术领域，尤其涉及一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置，所述控制方法包括：基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。通过本申请提供的方法，能有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，从而降低火箭残骸回收的工作难度和工作量。
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公开(公告)号：CN116499320A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310760491.9
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： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种自动降轨弹道规划方法及系统，所述方法包括：S1，判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2、若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3、根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。
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公开(公告)号：CN115493463A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211355284.7
申请日：2022-11-01
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法和装置。所述制导方法包括，基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。从而将发动机推力约束在一个小的调节范围内，提高发动机工作的可靠性和火箭飞行安全性。
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