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公开(公告)号：CN114036780B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202111480793.8
申请日：2021-12-06
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04
摘要： 本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，包括以下步骤：S1、选取中继卫星，根据中继卫星与火箭的位置关系以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系，求出最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao；S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：S3、比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则滚转角设计完成；当天基测控覆盖范围不满足要求时，则需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。本发明可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。
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公开(公告)号：CN113609581B
公开(公告)日：2024-04-19
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：CN114018103B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202111312427.1
申请日：2021-11-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
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公开(公告)号：CN116045744A
公开(公告)日：2023-05-02
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：CN115203963A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210884203.6
申请日：2022-07-26
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , F02K9/96 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种发动机推力线等效偏斜的辨识方法、装置、设备及介质，所述方法包括：获取箭体惯组输出的目标角速率；对所述目标角速率进行预设三个轴方向上的力矩计算，得到所述预设三个轴方向上各自对应的目标力矩；根据所述预设三个轴方向上各自对应的目标力矩，计算获得所述箭体中发动机推力线的等效偏斜。采用本发明，能简便、快速及准确地计算出箭体发动机推力线的等效偏斜。
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公开(公告)号：CN114018103A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111312427.1
申请日：2021-11-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
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公开(公告)号：CN112462794A
公开(公告)日：2021-03-09
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： G05D1/08
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。
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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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