-
公开(公告)号：CN109398763A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811287860.2
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
-
公开(公告)号：CN114167887B
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202111369962.0
申请日：2021-11-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种飞行器落速控制方法、装置、设备及可读存储介质，该方法包括：检测预测落速与标准落速的落速差值是否大于阈值；若所述落速差值大于阈值，计算落点位置控制过载和落角控制过载，根据落点位置控制过载和落角控制过载计算得到落速控制过载，以所述落点位置控制过载、所述落角控制过载和所述落速控制过载合成第一控制过载指令，以所述第一控制过载指令控制飞行器飞行。本发明可以有效控制飞行器在到达目标点时的速度，防止出现飞行器到达目标点的落速过快的情况。
-
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：CN113834386B
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN202111272186.2
申请日：2021-10-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 钟扬威
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请涉及运载火箭制导控制技术领域，特别涉及一种固体运载火箭大气层外制导控制方法，包括以下步骤：三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束，三级发动机点火后进行闭路制导；以末级迭代制导算法为基础进行三级滑行弹道规划，计算末级开机时间；末级开机后进行迭代制导计算飞行程序角，直至末级关机。本申请通过三级主动段的闭路制导以及三级滑行段的弹道规划，以减小末级开机时的位置和速度偏差，以使得末级开机后迭代制导的正常运行，提高了火箭的制导精度。
-
公开(公告)号：CN113834386A
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202111272186.2
申请日：2021-10-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 钟扬威
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请涉及运载火箭制导控制技术领域，特别涉及一种固体运载火箭大气层外制导控制方法，包括以下步骤：三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束，三级发动机点火后进行闭路制导；以末级迭代制导算法为基础进行三级滑行弹道规划，计算末级开机时间；末级开机后进行迭代制导计算飞行程序角，直至末级关机。本申请通过三级主动段的闭路制导以及三级滑行段的弹道规划，以减小末级开机时的位置和速度偏差，以使得末级开机后迭代制导的正常运行，提高了火箭的制导精度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109398763B
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN201811287860.2
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
-
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：CN114840009B
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202210380092.5
申请日：2022-04-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本申请涉及一种推力连续可调固体运载姿态控制方法及装置，其特征在于，其包括步骤：基于俯仰偏航通道模态动力学及其耦合特性、单级推力固体运载姿控特性以及三通道刚体动力学建立单级推力运载动力学模型；基于固体运载的三通道姿控阀芯行程长度以及三通道姿控全开推力确定单级推力三通道动力系数；根据所述单级推力运载动力学模型和所述单级推力三通道动力系数计算单级推力固体运载姿控的三通道控制输出力，并根据所述三通道控制输出力实现推力连续可调固体运载姿态控制。可实现推力连续调整，进一步确保姿控的精准度和平稳性。
-
公开(公告)号：CN114840009A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210380092.5
申请日：2022-04-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请涉及一种推力连续可调固体运载姿态控制方法及装置，其特征在于，其包括步骤：基于俯仰偏航通道模态动力学及其耦合特性、单级推力固体运载姿控特性以及三通道刚体动力学建立单级推力运载动力学模型；基于固体运载的三通道姿控阀芯行程长度以及三通道姿控全开推力确定单级推力三通道动力系数；根据所述单级推力运载动力学模型和所述单级推力三通道动力系数计算单级推力固体运载姿控的三通道控制输出力，并根据所述三通道控制输出力实现推力连续可调固体运载姿态控制。可实现推力连续调整，进一步确保姿控的精准度和平稳性。
-
公开(公告)号：CN114167887A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111369962.0
申请日：2021-11-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种飞行器落速控制方法、装置、设备及可读存储介质，该方法包括：检测预测落速与标准落速的落速差值是否大于阈值；若所述落速差值大于阈值，计算落点位置控制过载和落角控制过载，根据落点位置控制过载和落角控制过载计算得到落速控制过载，以所述落点位置控制过载、所述落角控制过载和所述落速控制过载合成第一控制过载指令，以所述第一控制过载指令控制飞行器飞行。本发明可以有效控制飞行器在到达目标点时的速度，防止出现飞行器到达目标点的落速过快的情况。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
10
records
(took 0.028 seconds)
