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[发明专利]一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法-CN201910182092.2有效
发明人：不公告发明人 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司
申请日： 2019-03-11 - 公布日： 2020-09-22 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明涉及一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，包括：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；根据所述当前位置、所述当前速度和所述当前视加速度，利用多次迭代方法计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；根据所述入轨所需的俯仰角和偏航角进行所述运载火箭的姿态修正。该迭代制导方法兼有传统迭代制导高精度控制特点和传统摄动制导计算量小的特点，能够基于预测关机入轨点的轨道参数偏导数确定需要的速度增量，实现对火箭的主要轨道参数的闭环控制。
一种适用于运载火箭修正制导方法

[发明专利]火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质-CN202110963266.6在审
发明人：汪潋;黎桪;左湛;范威;王志军;王晓玮;李晓苏;刘克龙;王震;李钧;朱丹;刘欣;罗喜望;赵宁;徐娉婷;周末 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-08-20 - 公布日： 2022-01-07 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质，其中所述方法包括：获取所述火箭入轨点的参考平均轨道参数；根据火箭入轨点的速度和位置，计算包括初始入轨点纬度幅角u0在内的初始平均轨道参数；根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；根据所述参考平均轨道参数、um和预设的起伏量法，计算u0对应的瞬时入轨点纬度幅角u；在u与u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。采用本发明，能解决现有技术中存在迭代计算繁琐、误差较大、精度不高的技术问题。
火箭轨道参数计算方法终端设备介质

[发明专利]一种基于轨道预报的运载火箭入轨轨迹规划方法-CN202210972843.2在审
发明人：张冉;李惠峰;郝泽明 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-08-15 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提供一种基于轨道预报的运载火箭入轨轨迹规划方法，其具体步骤如下：一、基于轨道预报建立运载货架入轨飞行问题模型；二、建立运载火箭入轨凸优化子问题；三、给定初始猜想、迭代求解运载火箭入轨凸优化子问题。通过以上步骤，本发明可以实现运载火箭入轨轨迹规划，该方法可在线应用，达到了较好的稳定性和普适性，该方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。
一种基于轨道预报运载火箭轨迹规划方法

[发明专利]一种应对一次点火故障的制导系统重构方法-CN202110593208.9有效
发明人：陈佳晔;韩冬;解永锋;王传魁;郑莉莉;张利宾;周文勇;陈益;叶成敏;杜大程;肖泽宁;冯荣;王紫扬 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2021-05-28 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：一种应对一次点火故障的制导系统重构方法，对于上面级通过两次主动段变轨保证卫星入轨的工作模式，当一次点火失效时，可立即启动第二次点火，保证在亚轨道变轨段上面级能够到达足够高度，第二主动段采用发动机挤压工作方式将上面级/卫星组合体推至入轨点。第一主动段采用迭代制导方法，第二主动段换制导方法及装订诸元，保证入轨精度。本发明提出的应对一次点火故障的制导系统重构方法能够在出现一次点火故障时，充分利用发动机挤压工作模式，自主在线判别并重构，保证故障情况下卫星入轨精度满足要求，提高系统可靠性。
一种应对一次点火故障制导系统方法

[发明专利]一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质-CN202111595037.X在审
发明人：施国兴;柴嘉薪;王聪;巩庆海 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2021-12-24 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导本申请的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
一种基于末端程序保持制导方法设备介质

[发明专利]一种航天器迭代制导的优化方法-CN201610619345.4有效
发明人：李超兵;王晋麟;肖翔;肖称贵;李学锋;姜杰;王晓东;潘豪 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-07-29 - 公布日： 2017-11-03 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求
一种航天器制导优化方法

[发明专利]一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法-CN202011392656.4有效
发明人：韦常柱;李瑜;佘智勇;樊雅卓;乔鸿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2020-12-02 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：步骤1：设置参数；所述准状态下的参数包括载荷在t1时间入轨，标准入轨点为r1；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t2时间入轨，实际入轨点为r2；步骤2：定义点坐标系；坐标系原点OP为地心，的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r1飞到r2的时间Δt；步骤4：利用步骤1‑3与芯二级二次开机时间迭代修正法，校正卫星轨道入轨时间偏差。用以解决运载火箭应用的大推力液体火箭发动机其推力不可调节，无法准确控制入轨点，即无法对入轨位置进行约束的问题。
一种满足严格时间位置约束飞行器快速轨迹优化方法

[发明专利]一种求解最优月球飞掠转移轨道的方法及系统-CN202110571426.2有效
发明人：任婧;王有亮;李明涛 -专利权人：中国科学院国家空间科学中心
申请日： 2021-05-25 - 公布日： 2021-12-28 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明涉及深空转移轨道技术领域，尤其涉及一种求解最优月球飞掠转移轨道的方法及系统，所述方法包括：根据会合坐标系下最小飞掠高度约束条件，设置月球飞掠转移轨道初始参数；以速度增量和的最小化为优化目标，对给定初始参数进行迭代优化本发明的方法通过迭代优化，得到接近最优解的出发相位，入轨相位和中间脉冲及转移时间，进而可以通过以最优必要性条件为优化目标，快速求解得到最优轨道，及最优出发相位、入轨相位、转移时间、飞掠脉冲时刻、位置及大小
一种求解最优月球飞掠转移轨道方法系统

[发明专利]一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统-CN202111028656.0在审
发明人：李楠;陈占胜;潘瑞雪;邓泓;杨牧;邓武东 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-09-02 - 公布日： 2021-12-10 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供了一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进舱与轨道转移相关的平台参数；步骤S2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；步骤S3：利用交轨共点方法对分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行计算；步骤S4：以期望参数调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数的确定。本发明解决了发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有转移任务无法完成情况下，组合体航天器最优分离轨道确定方法，为异常状况下航天任务补救提供支撑，具有一定的工程实用性。
一种大入轨偏差情况组合分离轨道确定方法系统

[发明专利]航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法-CN201810796561.5有效
发明人：陈伟跃;黄震;杨庆;赵建贺;吴文瑞 -专利权人：北京空间技术研制试验中心
申请日： 2018-07-19 - 公布日： 2021-06-18 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明涉及一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，包括步骤：a.确定航天器入轨条件和航天器终端约束条件；b.确定航天器变轨规划参数变量和规划约束；c.建立大椭圆高速再入返回的变轨规划方程；d.对航天器进行变轨规划，计算变轨参数；e.根据航天器初始轨道和所述变轨参数进行轨道预报；f.计算航天器再入航程，得出再入航程差；g.将所述再入航程差反馈至所述变轨规划，采用非线性规划迭代计算所需轨道及变轨参数序列。根据本发明的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法能够解决近地航天器大椭圆高速再入返回的变轨规划问题。
航天器返回预定落点椭圆轨道规划方法

[发明专利]一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法-CN202211541142.X在审
发明人：王聪;柴嘉薪;何勇;宋征宇;胡海峰;许传明;潘豪;邵梦晗;尚腾 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2022-12-02 - 公布日： 2023-04-21 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本公开属于运载火箭控制技术领域，具体而言涉及一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法，包括获取迭代程序角、期望终端程序角以及估计的火箭剩余飞行时间；根据迭代程序角和期望终端程序角判断是否需要对终端程序角进行调整；根据估计的火箭剩余飞行时间判断火箭所处的时间阶段；计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量；计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；根据第一速度增量、第二速度增量以及第三速度增量得到迭代制导速度补偿量；根据迭代制导速度补偿量修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角；根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线，以满足稳定性。
一种基于速度补偿制导终端程序约束方法

[发明专利]地球同步转移轨道机动参数的计算方法、装置和设备-CN202210356063.5在审
发明人：张进;罗亚中;张函宇;杨震;朱阅訸;黄翾;周洪喜 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-04-06 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：建立机动优化模型和机动参数计算模型；采用机动参数计算模型对设计变量进行计算，基于遗传算法，采用机动优化模型对设计变量进行优化，输出解析脉冲解；以解析脉冲解作为第一初始参考解，采用机动参数计算模型对设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用机动优化模型对瞄准参数进行优化，输出摄动脉冲解；以摄动脉冲解作为第二初始参考解，采用机动参数计算模型对设计变量进行计算，基于打靶迭代法，采用机动优化模型对瞄准参数进行优化，输出摄动有限推力解作为最优解采用本方法能够适应不同星箭分离参数、不同入轨点要求，同时考虑测控与轨控发动机性能约束。
地球同步转移轨道机动参数计算方法装置设备

[发明专利]一种固体运载火箭低轨有效载荷快速计算方法-CN201911306110.X在审
发明人：不公告发明人 -专利权人：星河动力（北京）空间科技有限公司
申请日： 2019-12-18 - 公布日： 2021-06-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：一种固体运载火箭低轨有效载荷快速计算方法，本发明涉及一种根据固体运载火箭初始起飞质量快速优化有效载荷能力的方法。首先根据固体运载火箭初始起飞质量、火箭级数、各级发动机质量比和各级尾段质量、级间段质量，计算出各级发动机质量，再根据上面级质量和初始有效载荷质量计算出固体运载火箭各级的起飞质量、停火点质量和各级飞行结束时的速度增量，再以是否达到入轨速度为条件，调节有效载荷质量，计算出满足入轨速度的最大有效载荷质量。本发明可省去复杂的气动分析、弹道计算，快速简洁的计算出固体火箭的有效载荷能力，显著提升系统工程师快速迭代火箭总体方案的能力，可用于四级固体运载火箭的低轨有效载荷能力快速计算。
一种固体运载火箭有效载荷快速计算方法

[发明专利]一种基于偏航角条件的迭代制导方法-CN201810789782.X在审
发明人：韦常柱;崔乃刚;琚啸哲;李源;刁尹 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-07-18 - 公布日： 2018-12-11 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于偏航角条件的迭代制导方法，包括发射惯性系下的矢量计算及转化为制导坐标系下矢量的计算、估算剩余飞行时间、推力项和引力项的一、二次积分计算、对程序角系数求解和两个坐标系下的程序角转化。本迭代制导方法能够适应由于初始大偏差或其他诸多原因而带来的大偏航角条件下的制导问题，制导指令结构简单，工程可实践性强，可提升迭代制导方法的适应性，并为我国未来发展包括垂直起降、自适应入轨等在内的先进运载技术提供技术支撑
迭代制导偏航角制导积分计算技术支撑矢量计算指令结构矢量惯性系自适应求解入轨引力转化运载垂直估算发射飞行

[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

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