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公开(公告)号：CN116861568A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202311030604.6
申请日：2023-08-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/18 , G06F119/02
Abstract: 本申请涉及一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法、装置及设备。所述方法包括：利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到俯仰角变化率；根据二级关机时间、一级关机时间、俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。
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公开(公告)号：CN116757001A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311028568.X
申请日：2023-08-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请涉及一种三级运载火箭带滑行段入轨弹道设计方法及装置。所述方法包括：利用地心角和二级关机时速度方向与当地水平线夹角计算得到一级俯仰角参数和二级俯仰角参数；将远地点的圆轨道环绕速度减去二级关机后轨道远地点速度得到速度增量，根据速度增量计算得到三级工作时间；将二级关机后无动力飞行至轨道远地点的时刻减去三级工作时间，得到三级开机时间；将二级关机点至无动力飞行轨道远地点的地心扫角与地心角相加得到三级俯仰角；根据一级俯仰角参数、二级俯仰角参数、三级开机时间、三级工作时间、三级俯仰角和发射方位角进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。
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公开(公告)号：CN116701823B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310981874.9
申请日：2023-08-07
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明公开了一种交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质，该方法包括：基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器的最高点高度；基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，最高点高度与地面射程的关系曲线，关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果。本发明应用于航天任务总体设计和软件开发领域，基于航天器二体理论，无需数值积分即可获得交会点空间范围，不仅计算快捷简便，而且物理意义清晰、响应参数变化便捷，可有效地应用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。
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公开(公告)号：CN116701823A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310981874.9
申请日：2023-08-07
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明公开了一种交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质，该方法包括：基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器的最高点高度；基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，最高点高度与地面射程的关系曲线，关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果。本发明应用于航天任务总体设计和软件开发领域，基于航天器二体理论，无需数值积分即可获得交会点空间范围，不仅计算快捷简便，而且物理意义清晰、响应参数变化便捷，可有效地应用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。
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公开(公告)号：CN117556584A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311033625.3
申请日：2023-08-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/18 , G06F119/02
Abstract: 本申请涉及一种二级运载火箭直接入轨弹道设计方法及装置。所述方法包括：根据航程、初始俯仰角、二级游机关机时间进行计算，得到零攻角飞行结束至第二级主机关机期间俯仰角变化率和第二级主机关机至第二级游机关机期间俯仰角变化率；根据二级游机关机时间、零攻角飞行结束至第二级主机关机期间俯仰角变化率和第二级主机关机至第二级游机关机期间俯仰角变化率进行计算，得到二级俯仰角参数；利用二级运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级游机关机时间、二级俯仰角参数、发射方位角、预先获取的一级俯仰角参数和二级主机关机时间进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116757001B
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311028568.X
申请日：2023-08-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请涉及一种三级运载火箭带滑行段入轨弹道设计方法及装置。所述方法包括：利用地心角和二级关机时速度方向与当地水平线夹角计算得到一级俯仰角参数和二级俯仰角参数；将远地点的圆轨道环绕速度减去二级关机后轨道远地点速度得到速度增量，根据速度增量计算得到三级工作时间；将二级关机后无动力飞行至轨道远地点的时刻减去三级工作时间，得到三级开机时间；将二级关机点至无动力飞行轨道远地点的地心扫角与地心角相加得到三级俯仰角；根据一级俯仰角参数、二级俯仰角参数、三级开机时间、三级工作时间、三级俯仰角和发射方位角进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。
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公开(公告)号：CN119962265A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202510447321.4
申请日：2025-04-10
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
Abstract: 本申请涉及一种DRO轨道至环月低轨圆轨道的转移轨道设计方法。所述方法包括：根据预先设置的DRO轨道尺寸参数和DRO飞行器初始时刻相位角建立映射数据表和变轨速度增量三维数据对；从变轨速度增量三维数据对中按照变轨速度增量高低角的正负情况分为两组，获取每组最小的转移过程中的速度增量的数据对对应的升交点经度和转移飞行时间计算变轨时刻，选择两个变轨时刻中最小值作为选定变轨时刻；对选定变轨时刻的相位做修正，根据修正后的相位计算变轨速度增量投影；采用牛顿迭代法将选定变轨时刻和变轨速度增量投影作为迭代初值进行迭代求解，得到转移变轨时刻和转移变轨速度增量。采用本方法能够提高转移轨道设计精度。
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公开(公告)号：CN119046571A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411153793.0
申请日：2024-08-21
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
Abstract: 本申请涉及一种月球DRO轨道生成的迭代初值计算方法、装置及设备。所述方法包括：根据DRO轨道月心高度和月球L2点到月心的距离计算得到DRO轨道在月球L2坐标系中过X轴的点位置坐标；将DRO轨道在月球L2坐标系中过X轴的点位置坐标作为横向列表头，过X轴时的历元时刻作为纵向列表头构建DRO轨道周期表；根据DRO轨道周期表以初始历元为迭代初值迭代求解得到过X轴的点的历元；利用DRO轨道在月球L2坐标系中过X轴的点位置坐标和过X轴的点的历元按照DRO轨道速度表插值，得到DRO轨道过X轴时Y轴方向的速度。采用本方法能够实现月球DRO轨道生成时的迭代初值计算。
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公开(公告)号：CN112528081B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202011573508.2
申请日：2020-12-24
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
IPC: G06F16/81 , G06F16/838
Abstract: 本发明提供了一种空间态势相对运动轨迹载入展示方法及装置，包括通过XML配置文件配置初始环境；在初始环境的基础上创建相应的相对轨迹绘制对象；根据相对轨迹显示时长提取各对象的绝对轨迹数据写入绘制队列；将绘制队列中绘制对象和相对对象的绝对轨迹数据转换成绘制对象相对于相对对象的相对轨迹数据并完成时间同步，使用相对轨迹数据更新绘制队列；根据绘制队列中的相对轨迹数据绘制的轨迹并显示；t＝t+1，重复提取绝对轨迹数据进行绘制。通过将数据采用数据库和本地内存相结合的方式进行存储，根据轨迹显示时长从数据库或本地内存读取数据，可以解决因大规模数据使用内存存储严重降低场景渲染效率，影响三维显示流畅度的问题。
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公开(公告)号：CN118862520A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411327227.7
申请日：2024-09-23
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
Abstract: 本申请涉及一种基于椭圆曲线模拟的运载火箭上升段弹道构建方法。所述方法包括：计算发射点和入轨点弹下点之间的球面弧长和二者连线的方位角；根据椭圆曲线的半长轴长度和半短轴长度计算得到上升段弹道总长度；利用上升段弹道总长度计算得到加速度模型的初始加速度和模型系数；对模型系数进行修正后建立映射数据表，根据模型系数计算上升段飞行时间内任意时间对应的弧长；根据弧长按照映射数据表进行插值运算，利用弧长对应的真近点角计算得到弹下点经度和弹下点纬度；根据弹下点高度、弹下点经度和弹下点纬度生成运载火箭上升段弹道。采用本方法能够快速、稳定构建运载火箭上升段弹道。
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