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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：CN115793447A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211447967.5
申请日：2022-11-18
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明涉及一种气动大不确定情况下的运载火箭分离体姿态控制方法，包括：利用多个时间特征点的多胞凸组合表示分离体在整个飞行过程中的运动学模型(系统矩阵)，其中，利用舵效缩放因子表示分离体剧烈变化的舵效矩阵即控制矩阵；设计适应分离体全程飞行段栅格舵效大不确定、干扰大不确定情况下的主动自适应姿态控制律；利用扩张状态观测器估计自适应姿态控系统的学习误差补偿。本发明提供的气动大不确定情况下的运载火箭分离体姿态控制方法，具备在线自适应重构与学习误差补偿能力的姿态控制算法，可以保证分离体受扰飞行下的姿态稳定。
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公开(公告)号：CN114967432A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210360771.6
申请日：2022-04-07
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B13/02
摘要： 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：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：CN114442647A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111491236.6
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明涉及基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。本发明核心为模糊逻辑的设计，利用模糊控制的程式化方法，以惯组计算得到的特征控制量姿态角和姿态角速率作为输入，生成模糊策略进而选取对应的控制喷管作动对箭体施加控制力矩，改变箭体的姿态角和角速率，保证箭体姿态满足设计要求。
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公开(公告)号：CN114398755A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111499268.0
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 , G06F111/10
摘要： 本发明涉及一种弹性滤波器设计方法，包括步骤：计算箭体传递函数Gjt、弹性振动传递函数Gtx、执行机构的传递函数Gzx、以及设计的校正网络传递函数Gjz；计算控制系统在固定弹性频率点omga0下的幅值裕度；固定弹性频率点omga0下的要求的设计幅值裕度；确定需要设计的滤波深度；计算此滤波器在控制系统下的滤波宽度；设计此弹性滤波器为连续域滤波器；计算控制回路中弹性频率点omga0处的幅值裕度；在箭体上下拉偏工况下，计算判断频率点的幅值裕度是否满足设计要求。本发明的设计方法通过实际应用，在滤波器设计过程中，知道具体某个频率点的滤波深度和滤波宽度的情况下，最多通过一次或者两次就可以设计出来。
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公开(公告)号：CN114234736A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111467687.6
申请日：2021-12-03
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本申请涉及一种固体运载火箭转移轨道控制方法，根据瞬时轴向加速度计算累积视速度增量；箭上计算机预存有固体发动机理论内弹道数据表和入轨参数，根据弹道数据表和累积视速度增量插值计算标准飞行时间；根据火箭当前速度、待调整攻角和侧滑角，预测计算入轨时刻速度和位置；根据速度矢量和位置矢量计算对应的实际远地点地心矢径和轨道倾角；再次调用步骤三和四，计算各误差项相对于待调整攻角和侧滑角的偏导数值；计算攻角修正量和侧滑角修正量，并计算修正后的结果；根据输出的攻角和侧滑角将火箭姿态调整至对应的程序姿态角，飞行直至固体发动机关机。本申请具有以下效果：无需进行速度修正，有效解决了固体火箭难以精确进入转移轨道的问题。
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公开(公告)号：CN113901636A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202110963266.6
申请日：2021-08-20
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质，其中所述方法包括：获取所述火箭入轨点的参考平均轨道参数；根据火箭入轨点的速度和位置，计算包括初始入轨点纬度幅角u0在内的初始平均轨道参数；根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；根据所述参考平均轨道参数、um和预设的起伏量法，计算u0对应的瞬时入轨点纬度幅角u；在u与u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。采用本发明，能解决现有技术中存在迭代计算繁琐、误差较大、精度不高的技术问题。
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公开(公告)号：CN113609581A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110870875.7
申请日：2021-07-30
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15
摘要： 本发明公开了一种运载火箭弹性频率辨识的方法及计算机可读存储介质，其中所述方法包括：根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及其对应的滤波频率；根据所述运载火箭的当前飞行时段和飞行控制周期，计算飞行运行拍数N2；根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵；对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号；从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标辨识频率。采用本申请，能解决现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题。
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公开(公告)号：CN118709298A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410851217.7
申请日：2024-06-28
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06F111/06 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种基于电磁推射的火箭参数优化方法、装置、设备及介质。确定待优化的至少一个参数组合，单个参数组合中包括火箭推射时的推射仰角和推射方位角；根据各个参数组合中的推射仰角和推射方位角，确定火箭分别在各个参数组合下进入目标倾角轨道时的综合运载能力和综合法向过载；根据综合运载能力、综合法向过载以及多目标遗传算法，在至少一个参数组合中确定出符合预设要求的目标参数组合，目标参数组合中包括优化后的参数。通过本申请可以对基于电磁推射的火箭推射参数(推射仰角和推射方位角)进行优化，通过该优化后的参数进行火箭发射，可使得火箭发射过程中法向过载处于预设范围内且同时保证火箭具有较好的运载能力。
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