公开(公告)号：CN109657256B

公开(公告)日：2023-04-18

申请号：CN201710944650.5

申请日：2017-10-12

Applicant: 北京电子工程总体研究所

Inventor： 和宇硕 ,  穆育强 ,  付仕明 ,  房红军 ,  晁嫣萌 ,  刘飞 ,  刘昕

IPC: G06F30/20

Abstract: 本发明公开了一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法，能够有效提高弹道式再入标称返回轨道设计精度。标称返回轨道设计对于返回式航天器具有重要意义，是总体及各分系统开展后续工作的依据，决定着航天器能否安全返回地面；特别对于弹道式再入航天器，再入大气层后无法施加控制，返回轨道完全由离轨制动情况决定，提高标称返回轨道设计精度就显得更加关键。传统的标称返回轨道方法虽便于实施，但计算精度有限，某些情况下无法满足弹道式再入的需求。本发明针对弹道式再入航天器，设计了一种高精度标称返回轨道设计方法，可有效提高精度水平。

公开(公告)号：CN109657256A

公开(公告)日：2019-04-19

申请号：CN201710944650.5

申请日：2017-10-12

Applicant: 北京电子工程总体研究所

Inventor： 和宇硕 ,  穆育强 ,  付仕明 ,  房红军 ,  晁嫣萌 ,  刘飞 ,  刘昕

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法，能够有效提高弹道式再入标称返回轨道设计精度。标称返回轨道设计对于返回式航天器具有重要意义，是总体及各分系统开展后续工作的依据，决定着航天器能否安全返回地面；特别对于弹道式再入航天器，再入大气层后无法施加控制，返回轨道完全由离轨制动情况决定，提高标称返回轨道设计精度就显得更加关键。传统的标称返回轨道方法虽便于实施，但计算精度有限，某些情况下无法满足弹道式再入的需求。本发明针对弹道式再入航天器，设计了一种高精度标称返回轨道设计方法，可有效提高精度水平。

公开(公告)号：CN106628263B

公开(公告)日：2019-01-11

申请号：CN201611037805.9

申请日：2016-11-23

Applicant: 北京电子工程总体研究所

Inventor： 穆育强 ,  和宇硕 ,  付仕明 ,  石凯宇 ,  晁嫣萌 ,  刘飞 ,  刘昕

IPC: B64G1/40

Abstract: 本发明公开了一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往的配置方法难以满足小型返回航天器动力系统配置体积质量受限下的配置问题。在对任务进行分析的基础上，为适应小型返回航天器的特点，合理选择确定推进系统类型及推进剂，计算确定有效推进剂重量，优化选择挤压气体类型，从而进一步分析初步确定轨控发动机和姿控发动机推力及个数，明确姿轨控发动机及气瓶贮箱布局，根据计算得到的控制能力优化调整姿控发动机推力，直到满足控制能力要求，实现推进系统优化配置。

公开(公告)号：CN106628263A

公开(公告)日：2017-05-10

申请号：CN201611037805.9

申请日：2016-11-23

Applicant: 北京电子工程总体研究所

Inventor： 穆育强 ,  和宇硕 ,  付仕明 ,  石凯宇 ,  晁嫣萌 ,  刘飞 ,  刘昕

IPC: B64G1/40

CPC classification number: B64G1/401

Abstract: 本发明公开了一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往的配置方法难以满足小型返回航天器动力系统配置体积质量受限下的配置问题。在对任务进行分析的基础上，为适应小型返回航天器的特点，合理选择确定推进系统类型及推进剂，计算确定有效推进剂重量，优化选择挤压气体类型，从而进一步分析初步确定轨控发动机和姿控发动机推力及个数，明确姿轨控发动机及气瓶贮箱布局，根据计算得到的控制能力优化调整姿控发动机推力，直到满足控制能力要求，实现推进系统优化配置。