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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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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112179207A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010979798.4
申请日：2020-09-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，涉及航天技术领域，包括以下步骤：步骤S1，根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器的升交点地理经度的经度调整值；步骤S2，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；步骤S3，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；步骤S4，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算理论发射时间；步骤S5，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。本发明可保证一天内至少存在一个发射时刻，使追踪航天器能与目标航天器快速交会。
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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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公开(公告)号：CN118194431A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410329131.8
申请日：2024-03-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/18 , G06F119/20
Abstract: 本申请涉及一种飞行器末段轨迹设计方法及装置，涉及飞行控制技术领域，一方面，该设计方法包括以下步骤：根据目标点的经纬度，确定机动段及俯冲段的横向平面侧滑角；根据设计攻角确定机动段的纵向平面拟平衡机动攻角，根据带落角约束的最优比例导引律，确定俯冲段的纵向平面攻角；根据横向平面侧滑角、纵向平面拟平衡机动攻角、纵向平面攻角，确定当前落速；判断当前落速是否满足期望落速，若不满足，则根据当前落速和期望落速修正设计攻角，并对拟平衡机动攻角进行更新，直至满足。另一方面，该装置用于实施该方法。通过将横向平面和纵向平面的导引分别设计，只需对设计攻角进行迭代，解决了迭代变量多、迭代速度慢的问题。
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公开(公告)号：CN115489759A
公开(公告)日：2022-12-20
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：CN112179207B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202010979798.4
申请日：2020-09-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，涉及航天技术领域，包括以下步骤：步骤S1，根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器的升交点地理经度的经度调整值；步骤S2，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；步骤S3，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；步骤S4，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算理论发射时间；步骤S5，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。本发明可保证一天内至少存在一个发射时刻，使追踪航天器能与目标航天器快速交会。
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