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

Inventor： 刘萧磊 ,  王志军 ,  韩通 ,  叶昌 ,  张天翼 ,  贾昆 ,  汶小妮

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：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：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。

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：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

Inventor： 刘萧磊 ,  王志军 ,  韩通 ,  叶昌 ,  张天翼 ,  贾昆 ,  汶小妮

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：CN106428645A

公开(公告)日：2017-02-22

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

CPC classification number: B64G1/645

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。