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公开(公告)号：CN118228385A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410354649.7
申请日：2024-03-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种运载火箭轨道重构的方法、装置、介质及设备，包括：基于运载火箭需要到达的目标位置构建引力势场函数；确定运载火箭在CW坐标系下相对于目标位置的相对状态量；根据相对状态量确定运载火箭在每个脉冲机动时间间隔上的期望速度增量；基于期望速度增量构建运载火箭从近距离返回初始点到达目标位置的轨迹优化模型；根据轨迹优化模型确定运载火箭从所述近距离返回初始点到目标位置之间的运行轨迹；如此，先通过引力势场函数提供的引力将运载火箭从当前位置拉回至近距离返回初始点，在近距离返回阶段利用运载火箭轨迹优化模型确定出运行轨迹，从而控制运载火箭基于运行轨迹返回至原有预定轨道，确保目标载荷准确入轨。
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公开(公告)号：CN114234737B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202111467689.5
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： 本申请涉及一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，包括以下步骤：计算飞行攻角包络；设计各时刻点下各攻角状态的校正网络；对每一特征时刻点重复步骤二，将各状态下的校正网络组合为参数矩阵装订于飞控软件；火箭飞行过程中实时辨识飞行攻角；利用当前飞行时刻及实时攻角插值校正网络矩阵用于姿态控制。本申请具有以下可预期的技术效果：在飞行环境不确定性较大的情况下，能够实时辨识火箭飞行过程中的攻角变化，根据攻角大小进行校正网络调整，提高姿态控制系统的鲁棒性以及控制性能，姿态控制精度也相对较好，对误差的适应能力较好。
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公开(公告)号：CN117968463A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410229517.1
申请日：2024-02-29
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明提供了一种火箭调姿方法、装置、介质及设备，包括：在星箭分离指令发出后的第一时刻，根据姿态四元数确定第一时刻对应的坐标旋转矩阵；确定第一调姿阶段内每个调姿时刻下箭体坐标系绕目标Z轴转过的姿态角#imgabs0#；所述第一调姿阶段为所述第一时刻至第二时刻包含的时段；所述目标Z轴为所述第一时刻下所述箭体坐标系中的Z轴；根据所述坐标旋转矩阵和所述每个调姿时刻下箭体坐标系绕Z轴转过的姿态角确定所述每个调姿时刻下导航坐标系下的程序角；基于所述每个调姿时刻下的程序角对箭体进行调姿，将所述箭体调整至目标位置；如此，在星箭分离指令发出的第一时刻开始控制箭体进行调姿，以对卫星进行避让，确保星箭分离后卫星可准确、顺利入轨。
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公开(公告)号：CN114398755B
公开(公告)日：2024-04-26
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：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。
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公开(公告)号：CN116817676A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202211583817.7
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明提出供一种运载火箭分离体落区自动规划方法，包括：确定初始发射点，获取射向、箭下点轨迹线以及各级分离体的落区中心点与初始发射点的相对位置；以各级分离体中任何一级的分离体当前计算所得的落点为起点，平移该级分离体落区，运用地理信息技术，识别出该级落区内的安全要素。本发明采用地理信息技术建立安全要素信息库，通过弹道计算获得各级分离体落区信息，在各级落区自动巡游过程中，进行地理信息自动识别和统计，利用决策支持技术对各航落区方案进行对比选优，选择得到最优的航落区方案，并确定合适的发射地点，从而在发射点任意的情况下，完成分离体落区自动规划，满足落区去任务化需求。
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公开(公告)号：CN116500902B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310764225.3
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： G05B13/04
摘要： 本发明涉及去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备，包括分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计；粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；蒙特卡洛打靶仿真验证。本发明的方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，最终达到去任务化的效果。
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公开(公告)号：CN116149294A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211469239.4
申请日：2022-11-22
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B23/02
摘要： 本发明涉及一种火箭舵控段姿控系统参数可设计性评估方法，包括：利用多代价函数表示火箭舵控段姿控系统参数频域设计要求；确定解算所述多代价函数的优化算法；将多代价函数优化解算问题转化为一组单代价函数优化解算问题；根据所述一组单代价函数优化解制作等参数图；利用等参数图确定火箭舵控段姿控系统参数的可设计性。本发明提出一种火箭舵控段姿控系统参数可设计性评估方法，利用寻优方法构造等指标曲线确定系统的可设计边界，利用零阶多目标优化算法，方便地利用自动化程序设计控制系统的参数，提高设计效率；利用求解一族单目标优化问题的算法，比较直观地得到满足某些指标的控制系统参数组合。
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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。
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