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[发明专利]一种运载火箭分离体落区自动规划方法-CN202211583817.7在审
发明人：邹延兵;黎桪;李晓苏;张昌涌;汪潋;王志军;范威;李钧;岳小飞;冯刚;王晓玮;尹世卿;孙小东;黄晓平 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： F41G7/00 文献下载
摘要：本发明提出供一种运载火箭分离体落区自动规划方法，包括：确定初始发射点，获取射向、箭下点轨迹线以及各级分离体的落区中心点与初始发射点的相对位置；以各级分离体中任何一级的分离体当前计算所得的落点为起点，平移该级分离体落区，运用地理信息技术，识别出该级落区内的安全要素。本发明采用地理信息技术建立安全要素信息库，通过弹道计算获得各级分离体落区信息，在各级落区自动巡游过程中，进行地理信息自动识别和统计，利用决策支持技术对各航落区方案进行对比选优，选择得到最优的航落区方案，并确定合适的发射地点，从而在发射点任意的情况下，完成分离体落区自动规划，满足落区去任务化需求。
一种运载火箭分离体落区自动规划方法

[发明专利]一种自动降轨弹道规划方法及系统-CN202310760491.9有效
发明人： 李晓苏;黎桪;邹延兵;汪潋;陈辰;左湛;周鑫;张昌涌;黄晓平;唐梦莹;刘李雷;杨凯铜;王志军;岳小飞;刘克龙;段淑婧 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-06-27 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种自动降轨弹道规划方法及系统，所述方法包括：S1，判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2、若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3、根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。
一种自动弹道规划方法系统

[发明专利]一种受天基测控约束的火箭姿态角自动优化方法-CN202310764802.9有效
发明人：邹延兵;李钧;陈辰;范威;黎桪;李晓苏;汪潋;王志军;孙小东;尹仕卿;张旭;王晓玮 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-06-27 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角自动优化方法，根据中继卫星与火箭的位置关系，以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系等信息求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。本发明根据天基相控阵天线指向夹角是否满足测控需求并根据最优滚转角变化规律，自动迭代设计出满足测控约束的火箭姿态角，给出测控方案，从而减少人工设计过程。同时该设计方法可针对不同发射任务设计出满足天基测控约束的火箭姿态角，从而实现测控方案的去任务化设计，在一定程度上推动了弹箭载天基测控技术的发展。
一种受天基测控约束火箭姿态自动优化方法

[发明专利]一种连续小推力行星际转移轨道优化方法和装置-CN201911399899.8有效
发明人：黎桪;汪潋;刘克龙;左湛;李晓苏 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2019-12-30 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种连续小推力行星际转移轨道优化方法和装置。该方法包括：构建预设含参转移轨道模型；通过模拟退火法对预设含参转移轨道模型在不同发射时间信息下的性能指标进行寻优，获得最优发射时间信息；根据最优发射时间信息对应的第一始末端边界条件构建同伦映射性能指标；根据同伦映射性能指标对燃料最优两点边值问题进行求解，获得燃料最优的连续小推力行星际转移轨道。本发明将基于预设含参转移轨道模型的解析法结合模拟退火法在大范围的窗口中搜索最优发射时间信息，降低了计算量，提高了计算速度和计算效率，在确定最优发射时间信息后的，通过同伦法确定轨道细节，提高了收敛性，降低了计算难度与计算量。
一种连续力行星际转移轨道优化方法装置

[发明专利]固体运载火箭转移轨道控制方法-CN202111467687.6有效
发明人：左湛;王志军;刘克龙;岳小飞;黄晓平;黎桪;唐梦莹;周鑫;李晓苏;周一凡;刘欣;鲁炎明 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-03 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及一种固体运载火箭转移轨道控制方法，根据瞬时轴向加速度计算累积视速度增量；箭上计算机预存有固体发动机理论内弹道数据表和入轨参数，根据弹道数据表和累积视速度增量插值计算标准飞行时间；根据火箭当前速度、待调整攻角和侧滑角，预测计算入轨时刻速度和位置；根据速度矢量和位置矢量计算对应的实际远地点地心矢径和轨道倾角；再次调用步骤三和四，计算各误差项相对于待调整攻角和侧滑角的偏导数值；计算攻角修正量和侧滑角修正量，并计算修正后的结果；根据输出的攻角和侧滑角将火箭姿态调整至对应的程序姿态角，飞行直至固体发动机关机。本申请具有以下效果：无需进行速度修正，有效解决了固体火箭难以精确进入转移轨道的问题。
固体运载火箭转移轨道控制方法

[发明专利]一种固体火箭的点火方法及装置-CN202210085532.4有效
发明人：左湛;周鑫;刘克龙;王志军;岳小飞;黄晓平;黎桪;唐梦莹;李晓苏;周一凡;刘欣;鲁炎明 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-01-25 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明涉及固体运载火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭的点火方法，该方法包括：获取固体火箭的转移轨道的远地点的实际地心矢径，以及所述固体火箭的目标轨道的目标地心矢径；若所述实际地心矢径不大于所述目标地心矢径，则根据所述转移轨道的轨道参数，得到所述固体火箭的实际剩余滑行时间；根据所述实际剩余滑行时间，控制所述固体火箭点火。该方法提高了固体火箭的点火效率和点火时刻的精度，在确保固体火箭的最优点火时刻的前提下，降低了运用在实际固体火箭控制系统的难度，同时提高了固体火箭点火的可靠性。
一种固体火箭点火方法装置

[发明专利]一种多星防碰撞分离方法-CN202211583713.6在审
发明人：杨凯铜;黄晓平;岳小飞;王志军;唐梦莹;张修玮;刘李雷;何漫丽;谢凤云;周鑫;张昌涌;黎桪;李晓苏;邹延兵 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
一种多星防碰撞分离方法

[发明专利]一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统-CN202111312427.1有效
发明人：邹延兵;黎桪;李晓苏;张昌涌;刘克龙;汪潋;周一凡;王志军;王震;王晓玮;尹仕卿;骆信宇;冯刚;刘宏;胡驰;周军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-11-08 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
一种基于推力运载火箭弹道方法系统

[发明专利]一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置-CN202310023464.3在审
发明人：黎桪;王志军;张昌涌;周鑫;邹延兵;李晓苏;刘克龙 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及运载火箭制导设计技术领域，尤其涉及一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置，所述控制方法包括：基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。通过本申请提供的方法，能有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，从而降低火箭残骸回收的工作难度和工作量。
一种固体运载火箭分离残骸控制方法装置

[发明专利]一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备-CN202310024058.9在审
发明人：汪潋;黎桪;李晓苏 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G05D3/12 文献下载
摘要：本申请涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备，所述方法包括：所述方法包括：构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。本申请提供的技术方案能够准确计算火箭在调姿过程中的飞行姿态角变化。
一种姿态计算方法装置介质以及电子设备

[发明专利]一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法-CN202111491238.5有效
发明人： 李晓苏;汪潋;黎桪;邹延兵;左湛;周鑫;黄晓平;唐梦莹;刘李雷;杨凯铜;王志军;岳小飞;刘克龙;段淑婧;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-08 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法，包括如下步骤：定义发射系，定义箭体系，相对于发射系建立一个新的坐标系，在新的坐标系OX2Y2Z2下设计新攻角和新侧滑角，计算新的坐标系下的新姿态角；将新的坐标系下的新姿态角转化为发射系姿态角。当目标轨道倾角与火箭射向相差很大时，本发明的方法可以顺利实现大幅度的侧向转弯，以使其在定射向条件下满足多种轨道倾角要求。
一种电磁发射火箭转弯弹道设计方法

[发明专利]液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备-CN202211214739.3在审
发明人：刘克龙;左湛;罗喜望;黎桪;王志军;周鑫;张昌涌;岳小飞;汪潋;李晓苏;邹延兵;丁书航 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-09-30 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开一种液体运载火箭大过载入轨制导方法、装置及电子设备。首先获取液体运载火箭目标发动机点火时的飞行信息；然后根据飞行信息以及目标发动机关机后的后效冲量，确定得到等效工作时间；之后根据等效工作时间及飞行信息，利用迭代制导的方法，确定得到目标发动机的关机时间；最后根据目标发动机的关机时间、后效冲量及液体运载火箭的实时轨道半长轴，确定得到液体运载火箭的辅助动力系统的点火时间以及关机时间，以使液体运载火箭进入预设目标轨道。如此，通过在控制液体火箭飞行时，充分考虑关机后的后效冲量的等效作用，利用后效冲量推进液体火箭飞行，从而克服后效冲量对入轨带来的偏差，提高液体火箭入轨的精确度。
液体运载火箭大过载入制导方法装置电子设备

[发明专利]一种运载火箭程序角拟合端点优化方法-CN202211265178.X在审
发明人：黎桪;邹延兵;罗喜望;李晓苏;刘克龙;汪潋;王志军;张昌涌;姜航;陈辰;曹晋;金睿 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-10-14 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明涉及涉及一种运载火箭程序角拟合端点优化方法。与传统的通过人工调试优化拟合端点的方法不同，本方法是通过将标准弹道程序角对时间求二阶导数后，将其中较大的点筛选出来，并对其作排列组合，再通过自定的拟合精度性能指标评判所有排列组合的拟合精度，从而筛选出最优的拟合端点值。此外，为保证拟合精度，还设定了当拟合精度不足时的调整策略，例如当最大的拟合角偏差超出预设最大偏差时，通过增加拟合端点数来改善拟合精度，当拟合端点处的数值跳变过大时微调端点取值。通过以上步骤，可保证由该方法优化所得的端点值满足拟合精度要求，且能完全避免人工的干预，减少了人为操作。
一种运载火箭程序拟合端点优化方法

[发明专利]一种火箭的导引方法和装置-CN202111394223.7有效
发明人：周鑫;左湛;王志军;刘克龙;黎桪;李晓苏;邹延兵;王震;段淑婧 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-11-23 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭的导引方法和装置，包括以下步骤：获取火箭当前级主动段的推力速度；根据推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，增量速度为火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，能量管理导引角为火箭当前推力与增量速度的夹角；根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得火箭的当前规划攻角，其中，增量速度夹角为火箭的当前速度与增量速度的夹角；根据当前规划攻角，导引火箭达到目标位置。在导引过程中对火箭主动段飞行的能量进行管理，在给定的飞行段结束时位置的约束下，根据需用速度和飞行时间规划火箭的当前规划攻角，耗散多余能量，进而减少该偏差对后续飞行弹道的影响。
一种火箭导引方法装置

[发明专利]一种运载火箭星箭分离时序去任务化设计方法-CN202211263244.X在审
发明人：张昌涌;黎桪;邹延兵;汪潋;李晓苏;刘克龙;王志军;黄晓平;唐梦莹;周鑫;陈红艳;刘李雷;杨凯铜;谢凤云;张修玮 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-10-14 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种运载火箭星箭分离时序去任务化设计方法。本发明根据星箭分离方式、首次星箭分离前瞬间火箭的位置与速度、分离速度、卫星的质量与火箭的总质量、卫星在火箭内安装位置、卫星数量自动设计火箭分离时序，可避免使用STK软件调用火箭入轨UTC时刻和轨道六根数、星箭分离时火箭导航坐标系姿态角等弹道参数进行远场安全性分析，能够有效减少运算量和人工设计过程，提高工作效率。同时本方法可对不同发射任务设计出星箭分离段的时序，从而实现了星箭分离方案的去任务化设计。
一种运载火箭分离时序任务设计方法

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