CN111400902A - 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents
火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111400902A CN111400902A CN202010177328.6A CN202010177328A CN111400902A CN 111400902 A CN111400902 A CN 111400902A CN 202010177328 A CN202010177328 A CN 202010177328A CN 111400902 A CN111400902 A CN 111400902A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rocket debris
- rocket
- debris
- current moment
- calculating
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Landscapes
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
Abstract
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。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭技术领域，具体涉及一种火箭残骸落区的估计方 法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
目前运载火箭残骸落区计算一般按照参考阻力系数进行理论点计算， 在此基础上叠加各项干扰进行打靶仿真计算，得出残骸落区概率分布，按 照概率要求给出残骸子级落区范围。
对于固体火箭，由于不能进行关机操作，导致其子级分离点的参数散 布较大，按此方法再叠加各种干扰计算出的残骸落区范围较大。对于日益 频繁的商业航天发射任务，落区范围较大将直接增加发射任务成本。为此， 寻找一种提高落区预估精度的方法是非常有商业价值和技术价值的。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供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，以解决目前残骸落区范围大的问题。
根据第一方面，本发明实施例提供了一种火箭残骸落区的估计方法， 包括以下步骤：
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。
本发明实施例提供的火箭残骸落区的估计方法，通过分别获取火箭残 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，进一步可以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，进 而确定火箭残骸的落区，由于可以通过姿态角较为精确的预估气动力，所 以计算出的落区范围精度更高。
根据第一方面，在第一方面第一实施方式中，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，包括：
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攻 角和侧滑角；
根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角计算所述火箭残骸当前时 刻的气动力。
根据第一方面第一实施方式，在第一方面第二实施方式中，根据所述 火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力， 包括：
获取所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的动压；
根据所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的攻角、侧滑 角和动压，利用预设的气动力计算函数计算所述火箭残骸当前时刻的气动 力。
根据第一方面第一实施方式，在第一方面第三实施方式中，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，包括：
将所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力输入到所述火箭残骸 在下坠过程中的质心动力学矢量方程，得到所述火箭残骸下一时刻的位置 和速度。
根据第一方面，在第一方面第四实施方式中，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，包括：
根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的高度；
当所述火箭残骸的高度与预设的地面高度相等时，判定所述火箭残骸 落地；
当所述火箭残骸的高度大于预设的地面高度时，判定所述火箭残骸未 落地。
根据第一方面，在第一方面第五实施方式中，火箭残骸落区的估计方 法还包括以下步骤：
当所述火箭残骸未落地时，将所述火箭残骸下一时刻的位置和速度作 为所述火箭残骸当前时刻的位置和速度，并返回分别获取火箭残骸当前时 刻的位置、速度和姿态角的步骤。
根据第一方面至第一方面第五实施方式，在第一方面第六实施方式中， 所述火箭残骸为可预估姿态的火箭残骸。
根据第二方面，本发明实施例提供了一种火箭残骸落区估计装置，包 括：
获取模块，用于分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；
气动力计算模块，用于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；
位置和速度计算模块，用于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；
判断模块，用于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；
落区计算模块，用于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。
根据第三方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括存储器和处 理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有 计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或 者第一方面的任意一种实施方式中所述的火箭残骸落区估计方法。
根据第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述 计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机 执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的火箭残骸落区估 计方法。
附图说明
通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性 的而不应理解为对本发明进行任何限制，在附图中：
图1为本发明实施例1中火箭残骸落区估计方法的流程示意图；
图2为本发明实施例2中火箭残骸落区估计装置的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本 发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描 述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。 基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所 获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
本发明实施例1提供了一种火箭残骸落区的估计方法。图1为本发明 实施例1中火箭残骸落区估计方法的流程示意图。如图1所示，本发明实 施例1的火箭残骸落区的估计方法包括以下步骤：
S101：分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角。
具体的，火箭残骸可以为火箭子级残骸，火箭残骸落脱落初始时刻的 位置、速度和姿态角为已知量，可以通过常规方式进行获取。
在本发明实施例中，火箭残骸为可预估姿态的火箭残骸，例如带栅格 舵的火箭(子级)残骸。
S102：根据火箭残骸当前时刻的姿态角计算火箭残骸当前时刻的气动 力。
作为具体的实施方式，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可以采用如下技术方案：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攻角和侧滑角(α,β)；根据 所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角(α,β)计算所述火箭残骸当前时刻 的气动力。
作为更具体的实施方式，根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角 (α,β)计算所述火箭残骸当前时刻的气动力可以采用如下技术方案：获取 所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的动压；根据所述火箭 残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角(α,β)和动压， 利用预设的气动力计算函数计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。
在本发明实施例中，气动力计算函数可以表示下式：
Q＝f(α,β,q,SM)
在上式中，SM表示火箭残骸的参考面积，为常值；q表示飞行过程动 压，可以通过质心动力学方程确定。对于静稳定的带栅格舵火箭子级，下 坠过程中姿态角
是一个渐进稳定的过程，而通过姿态角，又能计算 出攻角和侧滑角(α,β)。综上所述，对于静稳定的火箭残骸，其坠落过程 的气动力可以通过确定关系式计算出来，这就减小了气动力的不确定性。
S103：利用火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力计算火箭残骸下 一时刻的位置和速度。
作为具体的实施方式，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可以采用如下技术方案：
将所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力输入到所述火箭残骸 在下坠过程中的质心动力学矢量方程，得到所述火箭残骸下一时刻的位置 和速度。
具体的，在本发明实施例中，火箭残骸在下坠过程中的质心动力学矢 量方程为：
在上式中，r表示位置矢量；m表示火箭质量；v表示速度矢量；we表 示发射系下的地球自转角速度单位矢量；∑Fi表示推力(在本发明实施例 中，为0)；Q表示气动力；g表示重力加速度；W表示风干扰。
在这些变量中，g为r的函数，而Q和W为随机量。目前，一般地认 为这两个量的散布较大，导致了残骸落区精确预估的困难。而本发明实施 例1中，通过带栅格舵火箭子级的静稳定特性，计算下坠过程的姿态变化 过程，从而可以较为精确的预估Q的值。因此，在整个质点动力学方程中， 不确定量只剩下w风干扰了，由此计算出的落区范围精度更高。
S104：根据火箭残骸下一时刻的位置判断火箭残骸是否落地。
具体的，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 地可以采用如下技术方案：根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火 箭残骸的高度；当所述火箭残骸的高度与预设的地面高度相等时，判定所 述火箭残骸落地；当所述火箭残骸的高度大于预设的地面高度时，判定所 述火箭残骸未落地。
S105：当火箭残骸落地时，根据火箭残骸下一时刻的位置计算火箭残 骸的落区。
S106：当火箭残骸未落地时，将火箭残骸下一时刻的位置和速度作为 火箭残骸当前时刻的位置和速度，并返回分别获取火箭残骸当前时刻的位 置、速度和姿态角的步骤。
本发明实施例提供的火箭残骸落区的估计方法，通过分别获取火箭残 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，进一步可以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，进 而确定火箭残骸的落区，由于通过带栅格舵火箭子级的静稳定特性，计算 下坠过程的姿态变化过程，从而可以较为精确的预估Q的值，所以计算出的落区范围精度更高。
实施例2
本发明实施例2提供了一种火箭残骸落区的估计装置。图2为本发明 实施例2中火箭残骸落区估计装置的结构示意图。如图2所示，本发明实 施例2的火箭残骸落区的估计装置包括获取模块20、气动力计算模块22、 位置和速度计算模块24、判断模块26和落区计算模块28。
具体的，获取模块20，用于分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度 和姿态角；
气动力计算模块22，用于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；
位置和速度计算模块24，用于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；
判断模块26，用于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；
落区计算模块28，用于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。
本发明实施例2的火箭残骸落区估计装置能够实现本发明实施例1的 火箭残骸落区估计方法，并能达到相同的技术效果，在此不再赘述。
实施例3
本发明实施例还提供了一种电子设备，该电子设备可以包括处理器和 存储器，其中处理器和存储器可以通过总线或者其他方式连接。
处理器可以为中央处理器(Central Processing Unit，CPU)。处理器还 可以为其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、 专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程 门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、 分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的 组合。
存储器作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件 程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的火箭残骸 落区估计方法对应的程序指令/模块(例如，图2所示的获取模块20、气动 力计算模块22、位置和速度计算模块24、判断模块26和落区计算模块28)。 处理器通过运行存储在存储器中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而 执行处理器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例中的火箭残骸落区估计方法。
存储器可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储 操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器所 创建的数据等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括 非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固 态存储器件。在一些实施例中，存储器可选包括相对于处理器远程设置的 存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
所述一个或者多个模块存储在所述存储器中，当被所述处理器执行时， 执行如图1所示实施例中的火箭残骸落区估计方法。
上述电子设备具体细节可以对应参阅图1至图2所示的实施例中对应 的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程， 是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一 计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施 例的流程。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)、随机存储记忆体(Random AccessMemory，RAM)、快 闪存储器(Flash Memory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态 硬盘(Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存 储器的组合。
虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不 脱离本发明的精神和范围的情况下作出各种修改和变型，这样的修改和变 型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。
Claims (10)
1.一种火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，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。
2.根据权利要求1所述的火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，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，包括：
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攻角和侧滑角；
根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。
3.根据权利要求2所述的火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，根据所述火箭残骸当前时刻的攻角和侧滑角计算所述火箭残骸当前时刻的气动力，包括：
获取所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的动压；
根据所述火箭残骸的参考面积和所述火箭残骸当前时刻的攻角、侧滑角和动压，利用预设的气动力计算函数计算所述火箭残骸当前时刻的气动力。
4.根据权利要求2所述的火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，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，包括：
将所述火箭残骸当前时刻的位置、速度及气动力输入到所述火箭残骸在下坠过程中的质心动力学矢量方程，得到所述火箭残骸下一时刻的位置和速度。
5.根据权利要求1所述的火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，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，包括：
根据所述火箭残骸下一时刻的位置计算所述火箭残骸的高度；
当所述火箭残骸的高度与预设的地面高度相等时，判定所述火箭残骸落地；
当所述火箭残骸的高度大于预设的地面高度时，判定所述火箭残骸未落地。
6.根据权利要求1所述的火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，还包括：
当所述火箭残骸未落地时，将所述火箭残骸下一时刻的位置和速度作为所述火箭残骸当前时刻的位置和速度，并返回分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角的步骤。
7.根据权利要求1～6中任一项所述的火箭残骸落区的估计方法，其特征在于，所述火箭残骸为可预估姿态的火箭残骸。
8.一种火箭残骸落区估计装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于分别获取火箭残骸当前时刻的位置、速度和姿态角；
气动力计算模块，用于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；
位置和速度计算模块，用于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；
判断模块，用于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；
落区计算模块，用于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。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行权利要求1-7中任一项所述的火箭残骸落区的估计方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行权利要求1-7中任一项所述的火箭残骸落区的估计方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010177328.6A CN111400902B (zh) | 2020-03-13 | 2020-03-13 | 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010177328.6A CN111400902B (zh) | 2020-03-13 | 2020-03-13 | 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111400902A true CN111400902A (zh) | 2020-07-10 |
| CN111400902B CN111400902B (zh) | 2021-06-22 |
Family
ID=71430877
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010177328.6A Active CN111400902B (zh) | 2020-03-13 | 2020-03-13 | 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111400902B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112182857A (zh) * | 2020-09-14 | 2021-01-05 | 中国运载火箭技术研究院 | 火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质 |
| CN112696988A (zh) * | 2021-03-24 | 2021-04-23 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0958597A (ja) * | 1995-08-23 | 1997-03-04 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | 飛行体の垂直着陸制御指令装置 |
| CN105667835A (zh) * | 2016-03-25 | 2016-06-15 | 济南环太机电技术有限公司 | 重型运载火箭弹射器及其弹射方法 |
| JP2016128285A (ja) * | 2015-01-09 | 2016-07-14 | キヤノン電子株式会社 | 宇宙浮遊物捕捉装置 |
| CN105894126A (zh) * | 2016-04-25 | 2016-08-24 | 王景国 | 一种火箭残骸的落点预报模型生成及定位方法 |
| CN106444430A (zh) * | 2016-11-09 | 2017-02-22 | 上海宇航系统工程研究所 | 运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法 |
| CN107679655A (zh) * | 2017-09-15 | 2018-02-09 | 中国人民解放军63816部队 | 一种航天发射火箭落点预测系统 |
| CN110160407A (zh) * | 2019-05-24 | 2019-08-23 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭子级落区范围控制系统 |
| CN110488862A (zh) * | 2019-08-02 | 2019-11-22 | 南京理工大学 | 一种火箭一子级一体化飞控系统 |
-
2020
- 2020-03-13 CN CN202010177328.6A patent/CN111400902B/zh active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0958597A (ja) * | 1995-08-23 | 1997-03-04 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | 飛行体の垂直着陸制御指令装置 |
| JP2016128285A (ja) * | 2015-01-09 | 2016-07-14 | キヤノン電子株式会社 | 宇宙浮遊物捕捉装置 |
| CN105667835A (zh) * | 2016-03-25 | 2016-06-15 | 济南环太机电技术有限公司 | 重型运载火箭弹射器及其弹射方法 |
| CN105894126A (zh) * | 2016-04-25 | 2016-08-24 | 王景国 | 一种火箭残骸的落点预报模型生成及定位方法 |
| CN106444430A (zh) * | 2016-11-09 | 2017-02-22 | 上海宇航系统工程研究所 | 运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法 |
| CN107679655A (zh) * | 2017-09-15 | 2018-02-09 | 中国人民解放军63816部队 | 一种航天发射火箭落点预测系统 |
| CN110160407A (zh) * | 2019-05-24 | 2019-08-23 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭子级落区范围控制系统 |
| CN110488862A (zh) * | 2019-08-02 | 2019-11-22 | 南京理工大学 | 一种火箭一子级一体化飞控系统 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| BARRY HELLMAN 等: "Final Approach and Landing for a Winged Reusable Booster", 《15TH AIAA INTERNATIONAL SPACE PLANES AND HYPERSONIC SYSTEMS AND TECHNOLOGIES CONFERENCE》 * |
| 王明海 等: "导弹飞行安全区确定", 《飞行力学》 * |
| 肖松春 等: "基于蒙特卡洛方法的运载火箭残骸落区划定", 《国防科技大学学报》 * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112182857A (zh) * | 2020-09-14 | 2021-01-05 | 中国运载火箭技术研究院 | 火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质 |
| CN112182857B (zh) * | 2020-09-14 | 2024-02-13 | 中国运载火箭技术研究院 | 火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质 |
| CN112696988A (zh) * | 2021-03-24 | 2021-04-23 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111400902B (zh) | 2021-06-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111400902B (zh) | 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| US20230366680A1 (en) | Initialization method, device, medium and electronic equipment of integrated navigation system | |
| EP4012420B1 (en) | Wind estimation method and apparatus for carrier rocket, device and storage medium | |
| US10379224B2 (en) | Invariant particle filtering | |
| CN109724597B (zh) | 一种基于函数迭代积分的惯性导航解算方法及系统 | |
| CN112696988B (zh) | 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| WO2022141221A1 (zh) | 喷洒作业控制方法、装置、农业无人飞行器及存储介质 | |
| Johansen et al. | Nonlinear observer for tightly coupled integration of pseudorange and inertial measurements | |
| CN113566850B (zh) | 惯性测量单元的安装角度标定方法、装置和计算机设备 | |
| CN109471192B (zh) | 一种全自动重力测试仪高精度动态数据处理方法 | |
| CN110412626B (zh) | 物流无人机的多gps定位方法、系统、设备及存储介质 | |
| CN107122540B (zh) | 一种基于斯托克斯积分法的地面测绘保障条件需求分析系统与分析方法 | |
| CN112985391A (zh) | 一种基于惯性和双目视觉的多无人机协同导航方法和装置 | |
| CN111397448B (zh) | 姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| CN111344645B (zh) | 轨迹建模中校准空速和真实空速之间的转换 | |
| CN114993341B (zh) | 一种基于天基测量的运载火箭弹道估计方法及装置 | |
| CN111412919A (zh) | 一种空间目标的初始轨道误差计算方法及装置 | |
| KR20200074660A (ko) | 위성 탑재용 소프트웨어에 탑재 가능한 위성 이벤트 예측 기법 | |
| CN111880576B (zh) | 基于视觉的无人机飞行控制方法及装置 | |
| US20230078005A1 (en) | Navigation assistance method for a mobile carrier | |
| CN113959433A (zh) | 一种组合导航方法及装置 | |
| Chen et al. | On SINS/GPS integrated navigation filtering method aided by radial basis function neural network | |
| CN113848567B (zh) | 一种sar卫星面内最优轨控确定方法、装置及相关设备 | |
| CN111348223B (zh) | 一种控制弹道顶点高度的闭路制导方法、装置及设备 | |
| CN111536835B (zh) | 一种控制弹道动压的闭路制导方法、装置及设备 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: 100045 1-14-214, 2nd floor, 136 Xiwai street, Xicheng District, Beijing Applicant after: Beijing Star glory Space Technology Co.,Ltd. Applicant after: Beijing Star glory Technology Co.,Ltd. Address before: 329, floor 3, building 1, No. 9, Desheng South Street, Daxing Economic and Technological Development Zone, Beijing 100176 Applicant before: BEIJING XINGJIRONGYAO SPACE TECHNOLOGY Co.,Ltd. Applicant before: Beijing Star glory Technology Co.,Ltd. |
|
| CB02 | Change of applicant information | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |