-
公开(公告)号：CN107450580B
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN201710683737.1
申请日：2017-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，其步骤包括：步骤一、根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；步骤二、通过对分析出的几种组成的调相误差，轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差，进行误差补偿后设计漂移轨道；步骤三、再考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，进行调相机动中途修正，进一步消除误差。通过充分考虑多星部署过程中的各类误差组成和影响因素，在对各调相误差进行补偿的基础上对上面级漂移轨道的参数进行设计，并通过基于有限阀值的调相机动中途修正方法，进一步有效地抑制消除了调相误差，整体上提高了多星部署的实现效果与所部署星座的初始性能。
-
公开(公告)号：CN109539903A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811287845.8
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，涉及制导控制技术领域，该方法包括以下步骤：预制椭圆参考轨迹数表。计算预报关机时刻固体运载火箭的速度矢量Vic和位置矢量Rec；根据Rec和椭圆参考轨迹数表，计算固体运载火箭在目标点轨道坐标系下的标准速度矢量在一个计算周期内，依次对剩余工作时间调整量ΔT、俯仰角调整量偏航程序角调整量Δψ进行迭代计算，直到ΔT、Δψ的绝对值均小于等于预设值；在剩余的每个计算周期内，继续对ΔT、和Δψ进行迭代计算，更新T、和直至剩余工作时间T小于等于预设值，保持当前俯仰程序角和偏航程序角不变，直到T为0。本发明实时性强、制导精度高、算法简单。
-
公开(公告)号：CN109492252A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811168114.1
申请日：2018-10-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种面向多目标区域的分步式星座构型优化设计方法，涉及卫星星座构型设计技术领域。本发明通过分析多目标区域的星座优化模型设计主要需要考虑的优化目标、优化约束条件及优化变量，构建多目标区域星座构型优化模型；然后，采用MATLAB模块和STK模块搭建了高效的星座构型优化设计平台；最后，提出了分步式优化的方法，将相互矛盾的优化目标、优化约束条件分离，优先采用不容易建模的优化约束条件进行优化计算，再对不容易建模的优化约束条件进行优化设计。有效解决星座构型优化面临的不可公度性和不相容性问题，实现面向多目标区域的星座构型优化设计，并确保新的星座构型与已有星座构型的兼容性。
-
公开(公告)号：CN107298186A
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201710461097.X
申请日：2017-06-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于激光载荷的同轨面卫星自主相对位置保持方法，采用导航星座实现星上自主定轨或通过地面站测控定轨，获取卫星位置初始基准，采用星间激光测距通信一体载荷结合转台指向信息实现空间两星之间的相对位置的确定与系统间的时间统一，利用星座各星当前位置进行目标星座的解算，将现有位置信息与目标位置信息对比，确定各星相对位置保持需求，并解算各星外包络及姿态形变要求，通过太阳翼位置调整与变形、调整摄动影响，改变卫星轨道变化速率，从而实现同轨面多星的相对位置保持，确保星座中各星在轨道受摄动影响后可以一相对较好的构型运行，以减低轨道衰减影响。
-
公开(公告)号：CN104898680A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510220610.7
申请日：2015-05-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，包括步骤：S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连,N≥4；S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。相比于现有固体运载火箭的柔性摆动喷管控制方式，实施本发明方法可大幅降低伺服机构的成本和运载火箭的发射成本。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109492252B
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN201811168114.1
申请日：2018-10-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/27 , G06N3/126 , H04B7/185 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开了一种面向多目标区域的分步式星座构型优化设计方法，涉及卫星星座构型设计技术领域。本发明通过分析多目标区域的星座优化模型设计主要需要考虑的优化目标、优化约束条件及优化变量，构建多目标区域星座构型优化模型；然后，采用MATLAB模块和STK模块搭建了高效的星座构型优化设计平台；最后，提出了分步式优化的方法，将相互矛盾的优化目标、优化约束条件分离，优先采用不容易建模的优化约束条件进行优化计算，再对不容易建模的优化约束条件进行优化设计。有效解决星座构型优化面临的不可公度性和不相容性问题，实现面向多目标区域的星座构型优化设计，并确保新的星座构型与已有星座构型的兼容性。
-
公开(公告)号：CN109539903B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201811287845.8
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，涉及制导控制技术领域，该方法包括以下步骤：预制椭圆参考轨迹数表。计算预报关机时刻固体运载火箭的速度矢量Vic和位置矢量Rec；根据Rec和椭圆参考轨迹数表，计算固体运载火箭在目标点轨道坐标系下的标准速度矢量在一个计算周期内，依次对剩余工作时间调整量ΔT、俯仰角调整量偏航程序角调整量Δψ进行迭代计算，直到ΔT、Δψ的绝对值均小于等于预设值；在剩余的每个计算周期内，继续对ΔT、和Δψ进行迭代计算，更新T、和直至剩余工作时间T小于等于预设值，保持当前俯仰程序角和偏航程序角不变，直到T为0。本发明实时性强、制导精度高、算法简单。
-
公开(公告)号：CN107450580A
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201710683737.1
申请日：2017-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种上面级多星部署全任务周期轨道设计方法，其步骤包括：步骤一、根据上面级多星部署任务，给出多星部署的一般流程，分析多星部署调相误差组成；步骤二、通过对分析出的几种组成的调相误差，轨道摄动、卫星分离和轨道机动造成的调相误差，进行误差补偿后设计漂移轨道；步骤三、再考虑调相漂移过程中其它干扰因素造成的调相误差，进行调相机动中途修正，进一步消除误差。通过充分考虑多星部署过程中的各类误差组成和影响因素，在对各调相误差进行补偿的基础上对上面级漂移轨道的参数进行设计，并通过基于有限阀值的调相机动中途修正方法，进一步有效地抑制消除了调相误差，整体上提高了多星部署的实现效果与所部署星座的初始性能。
-
公开(公告)号：CN109583041B
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN201811321325.4
申请日：2018-11-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计技术领域，包括根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；根据运载火箭在发射惯性坐标系的速度和位置计算飞行状态参数；设置初始计算条件，以末助推第一次关机点远地点高度、末助推第二次关机点速度和当地弹道倾角、以及目标轨道高度为约束条件，根据初始计算条件、入轨条件参数和飞行状态参数进行计算，得到约束条件的偏差，对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，据此计算并输出标准弹道数据。本发明的运载火箭弹道设计方法，以能量管理为基础，达到优化轨道转移时间的设计目标，为弹道计算提供最优计算条件，有效减少轨道转移工作时间，实现快速入轨。
-
公开(公告)号：CN106295074B
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201610764335.X
申请日：2016-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种运载火箭舱段振动响应特性分析优化方法及系统，本发明先构建一个由虚拟样机建模模块、数据库管理模块和人机交互模块组成的运载火箭舱段振动响应特性分析优化系统，该系统使用计算机编程语言进行开发，将运载火箭舱段结构特征、力学性能特征和振动条件特征参数化，利用现有计算机辅助工程和设计软件进行模拟振动仿真实验。本发明方法可依据火箭舱段的结构特征参数、力学性能参数和振动条件参数，快速、准确、有效地分析其振动响应特性和结构方案的可行性，并在此基础上加以优化设计，输出得到运载火箭舱段的最优结构模型。本方法可提高产品研发效率，提升产品设计质量，缩短产品设计周期。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
19
records
(took 0.028 seconds)
