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[发明专利]一种制导控制的方法及电子设备、存储介质-CN202210177843.3在审
发明人： 时剑波;彭小波;廉永正 -专利权人：北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及制导控制领域，具体涉及一种制导控制的方法及装置、电子设备，方法包括：获取目标飞行器的飞行状态参数，基于飞行状态参数进行制导计算确定初始指令程序角，利用初始指令程序角确定指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量，基于指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角，当实时指令攻角超过攻角约束值时，基于指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及速度方向单位矢量对第一初始指令程序角以及二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，以对目标飞行器进行飞行控制。当发现异常时，及时进行修正，保证了目标飞行器的安全行驶。
一种制导控制方法电子设备存储介质

[发明专利]一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统-CN202011174075.3有效
发明人：彭小波;郑立伟;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-10-28 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统，该方法包括：获取运载火箭的质量及回收数据；根据质量及回收数据，确定运载火箭的当前推力；获取运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据预设标准飞行速度与实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对当前推力进行修正，确定目标推力，直到运载火箭着陆。本发明通过运载火箭的质量及回收数据确定运载火箭的当前推力，然后通过对当前推力进行调节，得到运载火箭回收的目标推力，实现运载火箭着陆；可以满足运载火箭从高空高速的状态下，精确返回着陆，并且在火箭入轨制导过程中对着陆速度进行基于推力的准确控制，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆。
一种基于推力调节运载火箭制导方法系统

[发明专利]一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质-CN202110310382.8有效
发明人：彭小波;郑立伟;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2021-03-24 - 公布日： 2021-07-06 - 主分类号： F42B10/48 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质，其中火箭回收控制方法包括：获取气流攻角和气流侧滑角，根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力；获取火箭的质量和发动机推力；利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。也就是说，通过在火箭返回着陆弹道设计过程中加入统计风场的变化规律，使得返回过程中飞行弹道轨迹设计值更接近真实飞行状态，从而可以确保返回过程中制导控制方法更加有效，保证回收火箭更大概率的安全返回着陆场。
一种火箭回收控制方法装置电子设备存储介质

[发明专利]火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质-CN202010177328.6有效
发明人：彭小波;李志洪;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2021-06-22 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质，其中火箭残骸落区的估计方法包括：分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；根据所述火箭残骸当前时刻的姿态角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力；利用所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算所述火箭残骸下一时刻的位置和速度；根据所述火箭残骸下一时刻的位置判断所述火箭残骸是否落地；当所述火箭残骸落地时，根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的落区。采用上述技术方案，可以较为精确的预估气动力，所以计算出的落区范围精度更高。
火箭残骸估计方法装置电子设备存储介质

[发明专利]一种控制弹道动压的闭路制导方法、装置及设备-CN202010419769.2有效
发明人：彭小波;郑立伟;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-05-18 - 公布日： 2021-04-20 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种控制弹道动压的闭路制导方法、装置及设备，其中，该方法包括：获取当前位置点的位置参数、目标位置点的位置参数以及当前位置点到目标位置点的飞行时间；利用预先设置的第一迭代函数进行迭代计算，得到满足当前弹道动压的当前点弹道倾角；利用预先设置的第二迭代函数进行迭代计算，得到满足迭代截止条件的制导参数；利用计算得到的制导参数进行制导控制。通过实施该方法，能够基于弹道动压对弹道倾角进行直接约束，无需进行弹道倾角和弹道动压之间的转换，不仅简化了计算过程，而且保证了制导参数获取的精准性。
一种控制弹道闭路制导方法装置设备

[发明专利]飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器-CN202010853935.X有效
发明人：彭小波;董彦民;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-08-24 - 公布日： 2020-12-11 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及能量管理技术领域，具体涉及飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器，其中能量管理方法包括获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数；所述调整次数大于或等于3；基于视速度模量消耗量以及视速度消耗量，计算目标姿态角的大小；基于视速度模量消耗量、视速度方向以及调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，以使得调整后的目标飞行器沿与视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。将目标飞行器姿态角的调整次数设置为大于或等于3次，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，能够有效提高能量管理对轨道控制的精度。
飞行器能量管理方法控制

[发明专利]一种火箭故障检测方法、装置及火箭-CN202010712511.1在审
发明人：彭小波;董彦民;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-07-22 - 公布日： 2020-09-11 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：一种火箭故障检测方法及装置，其中方法包括：获取火箭在预设时间区间的高度信息；将高度信息中的高度值与高度判断阈值进行比较，其中，高度判断阈值与火箭在预设时间区间内的飞行时间相对应；当高度值小于或等于高度判断阈值，则判断火箭的飞行状态出现故障，并控制火箭执行安全控制措施。还提供了一种火箭。通过在预设时间区间内获取火箭的实际高度信息，并与高度判断阈值进行比较，当火箭的实际高度值低于或等于高度判断阈值时，则表明火箭出现了姿态不发散情况下的位置慢漂移，需要立刻采取应对措施，以避免火箭坠毁时地面出现重大安全事故。
一种火箭故障检测方法装置

[发明专利]一种控制弹道顶点高度的闭路制导方法、装置及设备-CN202010445798.6有效
发明人：彭小波;郑立伟;时剑波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-05-25 - 公布日： 2020-08-21 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种控制弹道顶点高度的闭路制导方法、装置及设备，其中，该方法包括：获取当前位置点的位置参数、目标位置点的位置参数以及当前位置点到目标位置点的飞行时间以及目标弹道顶点高度；利用预先设置的第一迭代函数进行迭代计算，得到最高点约束条件的当前点弹道倾角；利用预先设置的第二迭代函数进行迭代计算，得到满足迭代截止条件的制导参数；利用计算得到的制导参数进行制导控制。通过实施该方法，将弹道顶点高度引入闭路制导中，直接约束弹道顶点高度，无需进行弹道倾角与弹道顶点高度的转换，简化了计算过程，由于弹道顶点高度可以实时修正直至满足最高点约束条件，因此可以准确的控制顶点高度，保证了制导参数的精准性。
一种控制弹道顶点高度闭路制导方法装置设备

[发明专利]一种基于地球-火星循环轨道的载人火星探测系统及方法-CN201410584794.0有效
发明人：童科伟;高朝辉;唐庆博;吴胜宝;申麟;彭小波;王俊峰;时剑波 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2014-10-27 - 公布日： 2015-02-18 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：本发明公开一种基于地球-火星循环轨道的载人火星探测系统及方法，载人火星探测飞行器大系统由地球-火星循环轨道空间站、载人飞行器、货运飞行器等空间飞行器组成，在航天员系统、运载火箭系统、测控系统等相关系统的配合下，实现对火星以及地球-火星空间的载人探测。本发明可以适用于长期、持续、多批次的载人火星探测任务，可以实现对地球、火星空间以及对火星的载人探测任务，同时为地球、火星空间的科学研究提供了一个理想的研究平台。
一种基于地球火星循环轨道载人探测系统方法

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