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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：CN116011100A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211692463.X
申请日：2022-12-28
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/10 , F02K9/80 , G06F119/14
摘要： 本申请涉及运载火箭姿态控制技术领域，尤其涉及一种液体姿控发动机推力的确定方法、装置、设备和介质，所述方法包括：对箭体上陀螺仪输出的总角速率进行滤波，获得箭体刚体角速率和时间数据；接着对所述刚体角速率和所述时间数据进行线性拟合，获得所述箭体的角加速度；最后根据所述角加速度，计算获得所述液体姿控发动机推力。本方法无需使用姿控喷管工作段的角速率信息计算姿控推力，从而提高姿控推力的计算精度，准确确定液体姿控发动机的实际推力。
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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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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
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
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 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：CN113742840A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202110940762.X
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04
摘要： 本发明涉及垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法。具体步骤为：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。本方法设置三个控制变量迭代求解满足着陆点位置要求的弹道，显著减少控制变量，加快迭代速度，可以解决传统迭代算法中收敛慢、初值敏感性高的问题，本方法设计的弹道满足垂直起降可重复使用运载器试验样机用于垂直起降关键技术攻关与技术验证的要求，简单可靠，为垂直起降可重复使用运载器的研制节约成本节约时间做出重要贡献。
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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
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：CN111191368A
公开(公告)日：2020-05-22
申请号：CN201911399899.8
申请日：2019-12-30
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F111/10
摘要： 本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种连续小推力行星际转移轨道优化方法和装置。该方法包括：构建预设含参转移轨道模型；通过模拟退火法对预设含参转移轨道模型在不同发射时间信息下的性能指标进行寻优，获得最优发射时间信息；根据最优发射时间信息对应的第一始末端边界条件构建同伦映射性能指标；根据同伦映射性能指标对燃料最优两点边值问题进行求解，获得燃料最优的连续小推力行星际转移轨道。本发明将基于预设含参转移轨道模型的解析法结合模拟退火法在大范围的窗口中搜索最优发射时间信息，降低了计算量，提高了计算速度和计算效率，在确定最优发射时间信息后的，通过同伦法确定轨道细节，提高了收敛性，降低了计算难度与计算量。
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