-
公开(公告)号：CN114485265A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111491238.5
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： F41F3/04
摘要： 本发明涉及一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法，包括如下步骤：定义发射系，定义箭体系，相对于发射系建立一个新的坐标系，在新的坐标系OX2Y2Z2下设计新攻角和新侧滑角，计算新的坐标系下的新姿态角；将新的坐标系下的新姿态角转化为发射系姿态角。当目标轨道倾角与火箭射向相差很大时，本发明的方法可以顺利实现大幅度的侧向转弯，以使其在定射向条件下满足多种轨道倾角要求。
-
公开(公告)号：CN114415703A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111505798.1
申请日：2021-12-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本申请涉及一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，包括以下步骤：优化控制通道喷管组合；根据控制要求预置目标角速率；根据初始反馈箭体实际角速率和预置的目标角速率，计算角速率偏差；根据箭体弹性参数设计滤波器，将角速率偏差送入滤波器，得到滤波后的角速率偏差；设计校正网络，将滤波后的角速率偏差送入校正网络，得到输入控制指令；控制指令进入侧喷流控制系统，姿控发动机启动；得到箭体实际角速率，更新初始箭体实际角速率；重复上述步骤3‑7，直到箭体实际稳态角速率合格。本申请具有以下可预期的技术效果：可以顺利实现预置固定角速率的控制，优化后的单通道产生的角加速度较小，同时可以兼容角偏差控制时大的角加速度需求。
-
公开(公告)号：CN114184094A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111452077.9
申请日：2021-12-01
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请涉及一种运载火箭返回体水平位置控制方法，包括以下步骤：在一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx；对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理；利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令；依据一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令；利用获得的俯仰姿态角指令和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制一子级飞行，直至一子级发动机着陆关机。本申请具有以下可预期的技术效果：控制指令计算量较小，制导回路稳定性和工程应用价值均比较高。
-
公开(公告)号：CN112462794B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202011237329.1
申请日：2020-11-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/46 , G05D109/28
摘要： 本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导控制方法及系统，所述方法包括：采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
-
公开(公告)号：CN111191368B
公开(公告)日：2023-08-18
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。
-
公开(公告)号：CN114485265B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202111491238.5
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： F41F3/04
摘要： 本发明涉及一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法，包括如下步骤：定义发射系，定义箭体系，相对于发射系建立一个新的坐标系，在新的坐标系OX2Y2Z2下设计新攻角和新侧滑角，计算新的坐标系下的新姿态角；将新的坐标系下的新姿态角转化为发射系姿态角。当目标轨道倾角与火箭射向相差很大时，本发明的方法可以顺利实现大幅度的侧向转弯，以使其在定射向条件下满足多种轨道倾角要求。
-
-
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。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
48 条记录 (耗时 0.032 秒)
