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公开(公告)号：CN116086253B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202211583713.6
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
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公开(公告)号：CN116500902A
公开(公告)日：2023-07-28
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：CN115688390A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211263244.X
申请日：2022-10-14
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种运载火箭星箭分离时序去任务化设计方法。本发明根据星箭分离方式、首次星箭分离前瞬间火箭的位置与速度、分离速度、卫星的质量与火箭的总质量、卫星在火箭内安装位置、卫星数量自动设计火箭分离时序，可避免使用STK软件调用火箭入轨UTC时刻和轨道六根数、星箭分离时火箭导航坐标系姿态角等弹道参数进行远场安全性分析，能够有效减少运算量和人工设计过程，提高工作效率。同时本方法可对不同发射任务设计出星箭分离段的时序，从而实现了星箭分离方案的去任务化设计。
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公开(公告)号：CN117870722A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410007801.4
申请日：2024-01-02
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明提供一种确定箭体惯组校准精度的方法，包括：确定基准惯组坐标系与待校准惯组坐标系之间的第三参考坐标转换矩阵；确定待校准惯组坐标系与北天东坐标系的第一实际坐标转换矩阵；确定基准惯组坐标系与北天东坐标系的第二实际坐标转换矩阵；基于第二实际坐标转换矩阵反算基准惯组的实际方位角；根据实际方位角和第一参考方位角确定自对准精度；如此，先确定出第三参考坐标转换矩阵，利用第三参考坐标转换矩阵来表征待校准惯组与基准惯组之间的关系，由待校准惯组的姿态角反算出基准惯组的实际方位角，将实际方位角与第一参考方位角进行比较，准确得到待校准惯组的自对准精度。
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公开(公告)号：CN117270573B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311515594.5
申请日：2023-11-15
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明提供了一种火箭规避空间碎片群的方法、装置、介质及设备，方法括：根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态确定火箭禁飞区域；若确定所述火箭禁飞区域位于所述火箭的当前轨道，则基于所述火箭禁飞区域确定所述运载火箭的轨道机动规避策略；根据所述轨道机动规避策略控制所述运载火箭进行变轨，使得所述运载火箭远离所述火箭禁飞区域；如此，根据运载火箭的轨道面空间及空间碎片群中各空间碎片的状态先确定出一个火箭禁飞区域，若确定运载火箭有靠近该禁飞区域的趋势时，获取运载火箭的轨道机动规避策略，根据规避策略控制运载火箭变轨，使得运载火箭远离
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公开(公告)号：CN116643482A
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202310926897.X
申请日：2023-07-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B9/03
摘要： 本申请提供了一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，根据程序姿态角与实际姿态角计算差值得到角偏差，再经过校正网络计算得到校正值，根据校正值的绝对值与预设的开关门限及偏差值之和的大小关系，进行通道故障的检测，且根据校正值与预设的开关门限的大小关系，决定通道的开启方向及控制发动机的启动，从而更新箭体的实际姿态角，并使箭体实时跟踪程序姿态角。本申请通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN116086253A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211583713.6
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
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公开(公告)号：CN118838394A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410851875.6
申请日：2024-06-28
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/49
摘要： 本发明公开了一种火箭姿态控制方法、装置、设备和介质，包括：获取电磁推射火箭在当前时段的实际运动轨迹数据；根据实际运动轨迹数据和当前时段对应的预设运动轨迹数据，确定电磁推射火箭的实际运动轨迹偏差数据；根据电磁推射火箭的预设火箭模型、预设俯仰校正网络、目标控制方程、标准二次型、高频修正传递函数构建当前时段对应的实际控制网络；根据实际运动轨迹偏差数据和实际控制网络，确定电磁推射火箭在当前时段的执行机构控制指令；最后控制电磁推射火箭在下一时段按照目标运动姿态飞行。本发明能够通过在线计算火箭动力系数、在线构建校正网络提高电磁推射火箭姿态控制系统对气动干扰、弹射初始速度、初始角速度和各项拉偏的适应能力。
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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：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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