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公开(公告)号：CN111538345B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202010384519.X
申请日：2020-05-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法包括：1)获取程序角生成参数；2)依据程序角生成参数计算加速调姿时间t+js、匀速调姿时间tys、减速调姿时间t‑js、加速调姿的角度Δθ+js、匀速调姿的角度Δθys和减速调姿的角度Δθ‑js；3)判断匀速调姿时间tys是否大于0，若是，生成五段式程序角，若否，则生成一段式程序角。本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法，考虑工程实际调姿实现过程，实现调姿所需时间的优化，能有效地满足星箭分离后的卫星测控时间和星箭安全性要求。
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公开(公告)号：CN113899257A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202110969549.1
申请日：2021-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，属于运载火箭制导控制领域，包括如下步骤：1采集运载火箭状态信息；2根据状态信息计算进入目标轨道的推进剂消耗量，如果推进剂消耗量小于可用量，则向原目标轨道正常飞行，如果推进剂消耗量大于可用量，则进行轨道参数重构；3在线搜索重构轨道参数，将搜索得到的重构轨道作为新的目标轨道；4控制运载火箭向新目标轨道飞行。本发明基于迭代制导，原理简洁，工程实现便捷，能够根据状态信息判断运载火箭能否进入目标轨道，并在必要时在线搜索重构轨道参数，使运载火箭具备自主轨道重构能力，在故障情况下避免或降低经济损失，提升发射任务履约能力。
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公开(公告)号：CN117094073A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310642422.8
申请日：2023-05-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，包括建立固体助推器的六自由度动力学模型；六自由度动力学模型为被动段状态变量关于箭体系上的合力矩的函数；建立来流攻角模型和来流方位角模型；根据来流攻角模型和来流方位角模型得到助推器下落过程中箭体系上的合力矩；以助推器分离点的数据作为仿真初始值，将所述箭体系上的合力矩代入六自由度动力学模型进行仿真，得到助推器落点信息。本发明可快速分析固体助推器在下落段的各弹道特征参数，发现其被动段运动规律，使固体助推器落点计算结果更加准确。
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公开(公告)号：CN111538345A
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN202010384519.X
申请日：2020-05-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法包括：1)获取程序角生成参数；2)依据程序角生成参数计算加速调姿时间t+js、匀速调姿时间tys、减速调姿时间t-js、加速调姿的角度Δθ+js、匀速调姿的角度Δθys和减速调姿的角度Δθ-js；3)判断匀速调姿时间tys是否大于0，若是，生成五段式程序角，若否，则生成一段式程序角。本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法，考虑工程实际调姿实现过程，实现调姿所需时间的优化，能有效地满足星箭分离后的卫星测控时间和星箭安全性要求。
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公开(公告)号：CN117989936A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410253875.6
申请日：2024-03-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于双重门限的火箭非线性段姿控方法，包括：为不同的姿控喷管配置两套回环系数，用以分析姿控喷管的故障模式；获取运载火箭的姿态偏差，若姿态偏差小于预设的阈值，则配置一路姿控喷管参与控制；若姿态偏差不小于预设阈值，则进一步判断运载火箭是否触发第二套姿控回环系数的门限，若触发，则配置备保姿控喷管参与控制运载火箭的姿态，直到姿态偏差小于预设阈值时，切断备保姿控喷管。本发明在不进行故障诊断的前提下，当姿态角偏差较大时，额外引入一套姿控喷管控制，从而消除因故障或控制能力不足引起的姿态偏差，可以有效适应非线性段姿控喷管常开、常关，以及极性错误故障，提高火箭的故障适应能力及姿态稳定性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117302550A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311445384.3
申请日：2023-11-01
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/00
Abstract: 本发明提供一种多星串联发射系统，包括卫星整流罩、点式分离装置、第一支承舱、第一过渡舱、第二支承舱、卫星适配器、第二过渡舱、第三过渡舱和第三支承舱；所述卫星整流罩用于在运载火箭起飞前和飞行中保护卫星整流罩内部的有效载荷；所述第一过渡舱、第二过渡舱和第三过渡舱作为卫星整流罩和卫星的结构支撑，在运载火箭起飞前和飞行中保护火箭内部的有效载荷；所述第一过渡舱和第二支承舱的对接面为第一过渡舱和火箭的分离面，第一过渡舱和火箭通过火工品实现连接，采用分离弹簧实施分离；与现有技术相比，本发明利用第二支承舱倒置布局，从而充分利用第二支承舱内侧可用空间，本布局方案简单、可靠，具有较高的经济价值和工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116477070A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310287195.1
申请日：2023-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24 , G06N3/084 , G06N3/0499
Abstract: 本发明公开了一种基于BP神经网络的火箭控制信号校正算法，用于控制系统信号的幅值相位校正，属于运载火箭控制领域，包括步骤如下：步骤一、根据箭体特性，在控制信号考虑的频率范围内给出期望的校正幅值和校正相位特性；步骤二、根据期望的幅值相位特性，生成包含常值和多种频率成分的BP神经网络时域信号训练样本序列；步骤三、设计合适规模的BP神经网络；步骤四、采用样本对BP神经网络进行训练直至收敛到较好效果；步骤五、对训练好的BP网络进行幅值相位特性辨识，校验其效果。本方法原理简洁，弥补了线性校正系统幅相特性存在硬性关系的缺陷，在低频相位超前的同时实现高频段信号的衰减，可以使运载火箭控制系统有较大的裕度，降低设计难度。
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公开(公告)号：CN113899257B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110969549.1
申请日：2021-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，属于运载火箭制导控制领域，包括如下步骤：1采集运载火箭状态信息；2根据状态信息计算进入目标轨道的推进剂消耗量，如果推进剂消耗量小于可用量，则向原目标轨道正常飞行，如果推进剂消耗量大于可用量，则进行轨道参数重构；3在线搜索重构轨道参数，将搜索得到的重构轨道作为新的目标轨道；4控制运载火箭向新目标轨道飞行。本发明基于迭代制导，原理简洁，工程实现便捷，能够根据状态信息判断运载火箭能否进入目标轨道，并在必要时在线搜索重构轨道参数，使运载火箭具备自主轨道重构能力，在故障情况下避免或降低经济损失，提升发射任务履约能力。
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公开(公告)号：CN118167504A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410253983.3
申请日：2024-03-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种液体运载火箭剩余推进剂排放装置及方法，液体运载火箭剩余推进剂排放装置包括气瓶、推进剂贮箱、电爆活门和气控活门。电爆活门设有电爆活门进气口和电爆活门出气口，气控活门设有气控活门进气口、气控活门进液口和气控活门排液口，且气控活门进液口和气控活门排液口之间设有阀门。在剩余推进剂排放阶段，通过电爆活门控制气瓶内气体传输至气控活门进气口，利用气控活门进气口的气压控制阀门打开，使得推进剂贮箱内剩余推进剂传输至气控活门排液口向外排出。本发明可实现液体运载火箭子级残骸在下落过程中将剩余推进剂向外排出，避免出现起火和爆炸的情况。
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公开(公告)号：CN116683230A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310802906.4
申请日：2023-06-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: H01R13/533
Abstract: 本发明涉及电连接器热防护结构领域，具体地，涉及一种适用于运载火箭的电连接器热防护结构，包括，电连接器，所述电连接器外侧套设有绝热防护罩，所述绝热防护罩同时向电连接器尾部的电缆处进行延伸，所述绝热防护罩外侧贴覆有铝箔胶带，所述铝箔胶带外侧采用不锈钢丝绑扎固定。与现有技术相比，本申请提出的技术方案具有如下的有益效果：本发明通过电连接器外侧设置陶瓷化硅橡胶绝热防护罩、铝箔胶带的热防护措施，相对现行的电连接器包覆高温绝热带和聚酰亚胺镀铝薄膜措施，可实现电连接器快速防热实施，消除防热失效风险，热防护结构可靠性高；电连接器防热实现轻量化，有利于提升运载火箭运载能力。
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