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公开(公告)号：CN115489759B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202211307956.7
申请日：2022-10-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种运载体与被运载器分离姿态角优化方法及装置，其包括，根据运载体入轨时刻的初始条件计算各被运载器分离后的运动状态；基于各被运载器分离后的运动状态计算远场分析起点时刻至终点时刻区间内任意两个被运载器之间最小距离的最小值；根据运载体运动状态计算运载体上面级与中继卫星的相对位置矢量与运载体相控阵天线法线之间的夹角并结合运载体上面级与中继卫星之间被地球遮挡的情况确定运载体分离姿态角的总可探测性；基于任意两个被运载器之间最小距离的最小值与运载体分离姿态角的总可探测性对所述分离姿态角进行优化。满足被运载器安全的边界要求，确保分离安全性。
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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
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。
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公开(公告)号：CN119670250A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411715098.9
申请日：2024-11-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06N3/006 , G06F111/04
Abstract: 本申请涉及一种全球运输火箭的多样式弹道设计方法及系统，基于各轨道样式的助推段在关机点时刻的轨道参数，确定助推段的终端条件；基于全球运输火箭总体参数、动力学模型，获取满足终端条件，且上面级消耗的燃料质量等于上面级在助推段最大可用燃料质量时的载荷质量，作为助推段的最大运载能力；将目标荷载质量与最大运载能力逐一对比，确定助推段的轨道样式；基于所确定的助推段的轨道样式，确定所需优化的弹道参数；基于优化目标关于弹道参数的映射关系，采用粒子群算法，获取满足约束条件，且优化目标达到最优值时的弹道参数。本申请可以解决相关技术中常规的设计方法仅针对某一种组合进行弹道设计及优化，运输质量与射程范围受限的问题。
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公开(公告)号：CN119602852A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411742876.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: H04B7/185
Abstract: 本申请涉及一种面向同轨道面多航天器连续交会的轨道设计方法，包括：设定任务场景，任务场景为服务卫星从当前轨道进入服务轨道对星座卫星的轨道面上n颗目标卫星进行连续交会；根据任务场景确定服务卫星的轨道参数，服务卫星的轨道参数包括服务轨道近地点地心距、服务轨道半长轴、以及远地点地心距；确定服务卫星进入服务轨道的速度增量和时间。本申请提供一种面向同轨道面多航天器连续交会的轨道设计方法，首先考虑星座构型约束，设定出同轨道面内均匀分布航天器环境下的连续交会任务场景；再考虑环境干扰、轨道摄动等影响因素，通过对服务卫星轨道参数、开机点位的设计，使变轨次数和速度增量少，实现单星对同轨道面内多航天器连续高精度交会。
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公开(公告)号：CN119598066A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411742882.9
申请日：2024-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本申请涉及一种通用化的运载火箭弹道计算方法，包括：设定目标轨道和目标轨道对应的约束条件，目标轨道包括太阳同步轨道或低倾角轨道，约束条件至少包括地心矢径、绝对速度、飞行路径角；简化输入参数，输入参数包括构型参数、质量参数、气动参数、发动机参数；基于目标轨道的约束条件、对应的控制变量、输入参数，通过牛顿迭代法计算控制变量的值，以得到运载火箭的弹道。本申请提供一种通用化的运载火箭弹道计算方法，通过优选典型目标轨道保证运载火箭的运载能力；对弹道计算的输入参数进行简化梳理，通过牛顿迭代法计算以得到弹道，在保证计算准确性的前提下提升了对不同构型方案的适应性，可进行快速弹道迭代计算，具有通用化。
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Patent Agency Ranking
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。
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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
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。
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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。
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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。
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公开(公告)号：CN120027646A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510327115.X
申请日：2025-03-19
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41F3/04
Abstract: 一种运载火箭发射窗口及发射点位的规划方法及装置，涉及运载火箭发射技术领域，其中方法包括：在J2000坐标系下，根据目标星座的基本参数计算卫星在各时刻的位置。将卫星的位置信息转换为大地坐标后，根据大地坐标计算各卫星的星下点轨迹，结合发射场的中心位置和机动半径，计算出卫星经过发射场的时间窗口，为后续规划运载火箭的发射窗口和发射点位提供关键数据。综合考虑运载火箭的型号、时间窗口和卫星的星下点轨迹，通过迭代计算得到最适合的发射窗口和发射点位，避免了仅依赖固定的发射点位及升交点/降交点信息来逆向推导发射窗口的繁琐过程，大幅简化了建模与计算流程，显著提升了发射任务的执行效率。
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