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公开(公告)号：CN113899257B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110969549.1
申请日：2021-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，属于运载火箭制导控制领域，包括如下步骤：1采集运载火箭状态信息；2根据状态信息计算进入目标轨道的推进剂消耗量，如果推进剂消耗量小于可用量，则向原目标轨道正常飞行，如果推进剂消耗量大于可用量，则进行轨道参数重构；3在线搜索重构轨道参数，将搜索得到的重构轨道作为新的目标轨道；4控制运载火箭向新目标轨道飞行。本发明基于迭代制导，原理简洁，工程实现便捷，能够根据状态信息判断运载火箭能否进入目标轨道，并在必要时在线搜索重构轨道参数，使运载火箭具备自主轨道重构能力，在故障情况下避免或降低经济损失，提升发射任务履约能力。
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公开(公告)号：CN113899257A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202110969549.1
申请日：2021-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，属于运载火箭制导控制领域，包括如下步骤：1采集运载火箭状态信息；2根据状态信息计算进入目标轨道的推进剂消耗量，如果推进剂消耗量小于可用量，则向原目标轨道正常飞行，如果推进剂消耗量大于可用量，则进行轨道参数重构；3在线搜索重构轨道参数，将搜索得到的重构轨道作为新的目标轨道；4控制运载火箭向新目标轨道飞行。本发明基于迭代制导，原理简洁，工程实现便捷，能够根据状态信息判断运载火箭能否进入目标轨道，并在必要时在线搜索重构轨道参数，使运载火箭具备自主轨道重构能力，在故障情况下避免或降低经济损失，提升发射任务履约能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116147428B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202310094425.2
申请日：2023-02-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种固液捆绑运载火箭固体助推器落点控制方法及系统，属于运载火箭制导控制领域。该方法首先采集运载火箭状态信息，计算固体助推器分离特征量和分离余量，若分离余量小于等于零，则采集固体助推器的室压值；若固体助推器室压满足分离要求，发出固体助推器分离信号。本发明原理简洁，工程实现便捷，能够根据运载火箭状态信息和固体助推器室压值判断是否发出固体助推器分离信号，以此在保障运载火箭安全飞行的前提下有效控制固体助推器的落点，保证了固体助推器的落区安全，提升了运载火箭的可靠性。
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公开(公告)号：CN116466576A
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310288747.0
申请日：2023-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭末级在线规划动力学约束的伪谱凸化方法，包括：步骤一、建立运载火箭末级上升真空段轨迹规划的动力学约束模型；步骤二、对轨迹规划动力学约束进行控制‑仿射变换；步骤三、获取用于动力学方程离散变换的伪谱微分矩阵；步骤四、对动力学约束中的非线性引力加速度项进行凸化近似处理；步骤五、获取伪谱凸化形式的在线轨迹规划离散动力学约束；步骤六、对伪谱凸化的在线轨迹规划离散动力学约束进行无量纲化处理。本发明基于微分形式的伪谱离散原理和凸优化理论，能够使轨迹规划具备高离散精度、强收敛性能、快运算速度，满足运载火箭在线轨迹重构及最优制导需求，有效地支撑运载火箭的故障自适应与可靠性增长。
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公开(公告)号：CN116147428A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310094425.2
申请日：2023-02-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种固液捆绑运载火箭固体助推器落点控制方法及系统，属于运载火箭制导控制领域。该方法首先采集运载火箭状态信息，计算固体助推器分离特征量和分离余量，若分离余量小于等于零，则采集固体助推器的室压值；若固体助推器室压满足分离要求，发出固体助推器分离信号。本发明原理简洁，工程实现便捷，能够根据运载火箭状态信息和固体助推器室压值判断是否发出固体助推器分离信号，以此在保障运载火箭安全飞行的前提下有效控制固体助推器的落点，保证了固体助推器的落区安全，提升了运载火箭的可靠性。
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公开(公告)号：CN116776772A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310747996.1
申请日：2023-06-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28
Abstract: 本发明涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括步骤S1：获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量；步骤S2：计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵；步骤S3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；步骤S4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角和来流方位角；步骤S5：根据总攻角和来流方位角计算运载火箭所受的气动力和气动力矩。本发明能够适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型，能够实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，进而完成箭体轴线偏斜对运载火箭的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。
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公开(公告)号：CN116699655A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310684610.7
申请日：2023-06-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于双接收机的运载火箭卫星导航冗余诊断方法，包括如下步骤：S1：判断互为冗余的两套卫星导航接收机的脉冲是否异常，若正常则进入步骤S2。S2：判断卫星导航接收机是否为当前的主控接收机，并从主控接收机获取导航数据。S3：判断导航数据是否有效，若有效则进入步骤S4。S4：判断主控接收机是否正常，若正常则进入步骤S5。S5：结合主控接收机的导航数据与捷联惯组信息，进行卡尔曼滤波组合导航。两套卫星导航接收机分别为第一卫星导航接收机和第二卫星导航接收机。本发明一种基于双接收机的运载火箭卫星导航冗余诊断方法，既可实现高精度导航需求，又可满足提高卫星导航系统的可靠性。
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