公开(公告)号：CN110304282B

公开(公告)日：2020-09-08

申请号：CN201910569442.0

申请日：2019-06-27

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 胡适 ,  常子原 ,  魏其 ,  胡长伟 ,  黄雷 ,  肖任勤 ,  卢迪 ,  洪珅

IPC: B64G1/64

Abstract: 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。

公开(公告)号：CN110304282A

公开(公告)日：2019-10-08

申请号：CN201910569442.0

申请日：2019-06-27

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 胡适 ,  常子原 ,  魏其 ,  胡长伟 ,  黄雷 ,  肖任勤 ,  卢迪 ,  洪珅

IPC: B64G1/64

Abstract: 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。

公开(公告)号：CN109398762A

公开(公告)日：2019-03-01

申请号：CN201811211277.3

申请日：2018-10-17

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 韩通 ,  张天翼 ,  汶小妮 ,  胡长伟 ,  陈腾芳 ,  黄雷 ,  彭威 ,  李之强 ,  胡适 ,  多乐乐

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计领域。本发明对控制变量赋初值；通过固定末级第二次工作时长固定椭圆转移轨道的近地点高度；根据设置的运载火箭飞行时序，对火箭飞行过程中受力情况进行建模，对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算；将计算出的速度、位置通过坐标系转换，判断地心矢径大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角是否满足要求，若满足，输出速度、位置、飞行程序角、高度相关弹道参数，发射弹道设计完成；否则根据当前值与目标值之差调整所述控制变量，进行迭代计算，直至满足要求，采用该方法可以快速实现固体火箭椭圆转移轨道的入轨式弹道方案设计。

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

Inventor： 梁纪秋 ,  刘萧磊 ,  张天翼 ,  陈腾芳 ,  胡长伟 ,  黄雷 ,  彭威 ,  韩通

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：CN115246494A

公开(公告)日：2022-10-28

申请号：CN202110488666.6

申请日：2021-04-27

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 胡长伟 ,  黄雷 ,  任维佳 ,  胡适 ,  常子原 ,  肖任勤 ,  邵志浩 ,  钱勤建 ,  杨森

IPC: B64G1/64

Abstract: 本发明公开了一种多星发射的卫星布局方案及适配器，涉及航天航空技术领域，具体涉及一种多星发射的卫星布局方案。本发明方案通过将多颗卫星分层安装在适配器上，在分离阶段通过配置不干涉的发射方向进行分离。该方法显著提高卫星释放效率及安全性。与此同时，本方案还提供一种适配器结构以实现了卫星多层安装以及卫星分离，既提升了卫星搭载数量又可以满足多种卫星发射任务的需求。与相关技术相比，本发明提供的技术方案显著提高了卫星释放效率及安全性。

公开(公告)号：CN109398762B

公开(公告)日：2020-05-12

申请号：CN201811211277.3

申请日：2018-10-17

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 韩通 ,  张天翼 ,  汶小妮 ,  胡长伟 ,  陈腾芳 ,  黄雷 ,  彭威 ,  李之强 ,  胡适 ,  多乐乐

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计领域。本发明对控制变量赋初值；通过固定末级第二次工作时长固定椭圆转移轨道的近地点高度；根据设置的运载火箭飞行时序，对火箭飞行过程中受力情况进行建模，对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算；将计算出的速度、位置通过坐标系转换，判断地心矢径大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角是否满足要求，若满足，输出速度、位置、飞行程序角、高度相关弹道参数，发射弹道设计完成；否则根据当前值与目标值之差调整所述控制变量，进行迭代计算，直至满足要求，采用该方法可以快速实现固体火箭椭圆转移轨道的入轨式弹道方案设计。

公开(公告)号：CN106428645B

公开(公告)日：2019-03-22

申请号：CN201610754292.7

申请日：2016-08-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 梁纪秋 ,  项斌 ,  胡长伟 ,  彭威 ,  胡适 ,  黄雷 ,  肖任勤 ,  汶小妮 ,  韩通 ,  吴继华

IPC: B64G1/64

Abstract: 一种星箭分离系统，包括：卫星推离装置，卫星推离装置上设有刚性转接件；套筒，其轴线沿卫星推离方向设置，套筒一端正对刚性转接件；第一步进电机、第二步进电机，规格相同，关于套筒轴线对称设置；第一柔性齿条、第二柔性齿条，规格相同，第一、第二柔性齿条的首端啮合且穿过套筒并与刚性转接件固定连接，套筒用于保证第一、第二柔性齿条啮合，第一、第二柔性齿条的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条的中段与第一步进电机的输出轴齿啮合，第二柔性齿条的中段与第二步进电机的输出轴齿啮合。本发明可有效调节控制分离力大小和速度，大幅提升了分离控制精度及稳定度，并可重复多次使用，提高了资源利用率。

公开(公告)号：CN105416617A

公开(公告)日：2016-03-23

申请号：CN201510777730.7

申请日：2015-11-14

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 梁纪秋 ,  陈波 ,  刘萧磊 ,  项斌 ,  胡长伟 ,  黄雷 ,  王博哲 ,  彭威 ,  吴继华 ,  胡适 ,  陈旭

IPC: B64G7/00

CPC classification number: B64G7/00

Abstract: 本发明公开了一种多自由度的级间分离试验装置，属于运载火箭级间分离试验领域。包括试验架车、偏航转轴、U型支撑架、以及第一俯仰支耳和第二俯仰支耳，U型支撑架包括横梁和固定在横梁两端的相互平行的竖梁，横梁的中间处被所述转轴的一端穿入以使U型支撑架能相对偏航转轴转动，第一俯仰支耳和第二俯仰支耳相对固定在所述U型支撑架的竖梁上，且第一俯仰支耳和第二俯仰支耳位于同一平面内，第一俯仰支耳和第二俯仰支耳用于支撑分离体。本发明还公开了利用以上装置进行级间分离试验的方法。本发明装置和方法能较为真实的模拟多自由度条件下的级间分离过程。

公开(公告)号：CN109583041A

公开(公告)日：2019-04-05

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

Inventor： 梁纪秋 ,  刘萧磊 ,  张天翼 ,  陈腾芳 ,  胡长伟 ,  黄雷 ,  彭威 ,  韩通

IPC: G06F17/50

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：CN107480347A

公开(公告)日：2017-12-15

申请号：CN201710606942.8

申请日：2017-07-24

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 张天翼 ,  汶小妮 ,  刘萧磊 ,  胡长伟 ,  黄雷 ,  韩通

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种分离体散布特性预示方法，根据运载火箭发射地点的地理位置、发射任务的轨道类型与载荷的质量，同时结合运载火箭的制导方案与各类总体参数的摄动条件，获得各级分离体落点位置的散布特性。本发明方法可准确掌握分离体落点的地理位置散布特性，对于分离体落区范围的划定与飞行方案的选择具有重要参考价值，提高运载火箭发射任务的安全性。