-
公开(公告)号：CN107966156A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711195014.3
申请日：2017-11-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，包括如下步骤：获取火箭的全程标准弹道；根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。本发明中提出的改进偏置比例导引方法，能够有效地解决火箭回收需同时满足位置、速度和姿态多约束的制导控制问题，垂直着陆段制导律通过气动减速和末段短时间主动力减速，对入轨飞行段的运载能力无影响，同时在应对各种非制导偏差时，比例导引也有较好的适应性。
-
公开(公告)号：CN109491266B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
-
公开(公告)号：CN107966156B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201711195014.3
申请日：2017-11-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，包括如下步骤：获取火箭的全程标准弹道；根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。本发明中提出的改进偏置比例导引方法，能够有效地解决火箭回收需同时满足位置、速度和姿态多约束的制导控制问题，垂直着陆段制导律通过气动减速和末段短时间主动力减速，对入轨飞行段的运载能力无影响，同时在应对各种非制导偏差时，比例导引也有较好的适应性。
-
公开(公告)号：CN109491266A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
-
公开(公告)号：CN119449131A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411336492.1
申请日：2024-09-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种区域覆盖星座轨道优化设计方法，包括：选定目标区域中的若干目标点并进行编号；基于遗传算法搜索回归轨道，得到回归轨道的轨道根数；计算共星下点轨迹星座的时间间隔；根据回归轨道的轨道根数和时间间隔，得到共星下点轨迹星座轨道根数。本发明实现任意精度要求的星座轨道设计，提高了设计效率。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119227409A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411439164.4
申请日：2024-10-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , F42B15/00 , F41F3/04 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/08 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开一种结构承载关联的火箭分时段Qα放行值设计实施方法：针对火箭发射场位置开展实测高空风数据的统计分析，形成高空风统计结果；开展火箭的飞行标准弹道设计，形成标准弹道数据结果；开展火箭标准弹道下的攻摆角计算结果，得到随飞行时间变化的Qα初步设计结果；开展火箭飞行载荷计算，以及火箭的结构设计及优化，使火箭的结构满足运载能力；制定火箭发射场的分时段Qα放行值，包括在Qα初步设计结果的基础上得到多个递增的Qα值，并根据Qα值对应的横向弯矩载荷，将符合最大承载弯矩要求所对应的最大Qα放行值作为分时段Qα放行值输出；发射前根据分时段Qα放行值进行发射放行评估。由此解决传统方法中放行概率偏低问题。
-
公开(公告)号：CN114777567A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210428000.6
申请日：2022-04-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李东 , 王珏 , 王建明 , 耿光有 , 娄路亮 , 李平岐 , 余光学 , 李茂 , 宋漪萍 , 胡鹏翔 , 王庆伟 , 张树杰 , 夏超 , 张志国 , 韩雪颖 , 王乾 , 冉振华 , 傅学军 , 王晔 , 陈晓东 , 李靖 , 耿言 , 周继时 , 节德刚 , 李佳威 , 陈刚
Abstract: 本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。
-
公开(公告)号：CN117150943A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202310690896.X
申请日：2023-06-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法；建立火箭飞行时主动段和被动段动力学模型、建立二级偏航程序角设计模型；根据所述主动段动力学模型，得到射程抛罩模型；根据被动段动力学模型、二级偏航程序角设计模型和射程抛罩模型，计算整流罩落点；根据所述整流罩落点的环境情况，对所述整流罩落点进行修正，得到修正后的整流罩落点。通过控制方法改进，实现落区面积的有效缩减；通过弹道优化方法改进，解决落区要求与轨道要求间的突出矛盾；通过打靶方法改进，实现对落区数据的精细化分析与设计；通过历史子样分析，实现对落区设计改进方案的例证和支撑。
-
公开(公告)号：CN115358098A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202211286126.0
申请日：2022-10-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李静琳 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 刘银 , 陈风雨 , 朱锡川 , 于龙 , 张志国 , 张博戎 , 沈安 , 周天帅 , 韩雪颖 , 王建明 , 肖清 , 王传魁 , 周敬 , 樊晨霄 , 孟庆尧 , 张晚晴
Abstract: 本申请实施例提供一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质，所述方法包括：根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。本申请仿真计算量小，仿真过程中充分考虑实际星箭分离情况，以提高仿真结果的准确性。
-
公开(公告)号：CN114777567B
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210428000.6
申请日：2022-04-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李东 , 王珏 , 王建明 , 耿光有 , 娄路亮 , 李平岐 , 余光学 , 李茂 , 宋漪萍 , 胡鹏翔 , 王庆伟 , 张树杰 , 夏超 , 张志国 , 韩雪颖 , 王乾 , 冉振华 , 傅学军 , 王晔 , 陈晓东 , 李靖 , 耿言 , 周继时 , 节德刚 , 李佳威 , 陈刚
Abstract: 本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
13
records
(took 0.038 seconds)
