-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN114184191B
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202111516275.7
申请日：2021-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及火箭导航技术领域，尤其涉及一种火箭容错导航方法及装置，该方法，应用于具有主惯组和从惯组的火箭导航系统中，该从惯组采用微机电系统惯组，包括，分别获取预设采样周期内的主惯组和从惯组的角增量信息和速度增量信息；基于预设采样周期内的主惯组的角增量信息和从惯组的角增量信息，判断预设采样周期内的主惯组与从惯组的陀螺数据是否一致，获得第一判断结果；基于预设采样周期内的主惯组速度增量信息和从惯组的速度增量信息，判断预设采样周期内的主惯组与从惯组的加表数据是否一致，获得第二判断结果；基于第一判断结果以及所述第二判断结果，对火箭进行导航，进而在主从惯组中任一出现故障时，可以得到准确的导航数据进行导航。
-
公开(公告)号：CN115454118B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202211272789.7
申请日：2022-10-18
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/49
摘要： 本申请涉及非电变量的控制及调节系统技术领域，尤其涉及一种运载火箭滚动通道节能控制方法，所述节能控制方法包括，获取所述火箭的当前姿控总冲消耗量，判断所述当前姿控总冲消耗量是否大于预设的消耗量阈值；当判断结果为是，获取单位时间内所述当前姿控总冲消耗量的消耗量增量，判断所述消耗量增量是否大于预设的增量阈值；当判断结果为是，基于预设的偏差修正值，修正所述滚动通道的滚动角，以降低所述滚动通道的能量消耗。通过本申请提供的方法，有效降低运载火箭在返回过程中的能量损耗。
-
公开(公告)号：CN114491811B
公开(公告)日：2024-08-23
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：CN113742840B
公开(公告)日：2024-07-26
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。
-
公开(公告)号：CN114415703B
公开(公告)日：2024-03-19
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： G05D1/49 , G05D101/10
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：CN116499320B
公开(公告)日：2023-09-19
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。
-
公开(公告)号：CN114234736B
公开(公告)日：2023-08-04
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。
-
公开(公告)号：CN114184094B
公开(公告)日：2023-03-31
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
48 条记录 (耗时 0.047 秒)
