本發明公開了一種火箭末級離軌姿態角的尋優方法、裝置、設備及介質。該方法包括：獲取火箭末級離軌時的第一位置和第一速度矢量，以及目標離軌時長；預測火箭末級在第一位置以第一速度矢量和不同的目標姿態角進行離軌，并在離軌時長達到目標離軌時長時火箭...

本發明涉及火箭試驗保護裝置技術領域，公開一種火箭試驗系留保護裝置及火箭試驗系統，火箭試驗系留保護裝置包括連接盤組件和吊繩，連接盤組件包括主體構件和吊環，所述主體構件用于連接所述試驗火箭的頂端，所述吊環轉動連接在所述主體構件上；吊繩的一端...

本申請公開了一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法及相關設備，涉及運載火箭領域，該方法包括：根據發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據，計算火箭一級飛行段的攻角和側滑角；根據上述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息；根據上述角加速...

本發明涉及火箭單機減振技術領域，公開一種火箭單機減振裝置、運載火箭以及火箭單機減振方法，火箭單機減振裝置包括連接件、第一減振組件和第二減振組件，單機上開設有第一連接孔，連接件穿過第一連接孔并與支架可拆卸連接，第一減振組件包括第一軸向減振...

本發明公開了一種運載火箭控制方法，包括：獲取所述運載火箭上各火箭級分別對應的速率陀螺在目標時刻的實際輸出信號，獲取所述運載火箭在所述目標時刻各個所述速率陀螺分別對應的預設權重；根據各個所述速率陀螺在所述目標時刻分別對應的所述實際輸出信號...

本發明涉及航天器技術領域，公開一種航天器級間解鎖裝置及航天器，航天器級間解鎖裝置包括保護罩，保護罩與第一艙段連接；連接件限位穿過第二艙段并活動穿過第一艙段和保護罩的頂面，連接件伸入保護罩內的一端側壁設置有限位槽；鎖緊機構設置在保護罩內，...

本發明涉及空間在軌加注技術領域，公開一種環形空間在軌加注系統及方法，加注系統包括加注模塊和動力源，加注模塊包括推進劑貯箱、加注環管和加注接頭，推進劑貯箱位于加注環管的徑向范圍內，并與加注環管連通，推進劑貯箱用于儲存推進劑，加注接頭位于加...

本發明涉及運載火箭技術領域，公開一種用于舵折疊展開的輔助裝置及運載火箭舵的收展方法，輔助裝置包括束縛帶和阻緩件，束縛帶的兩端可拆卸連接，兩端呈連接狀的束縛帶能套設在舵和火箭箭體外，以使舵位于折疊位置；阻緩件的兩端能分別與發射臺和舵轉動連...

本發明提供一種項目管理方法及裝置，包括：對項目模板文件進行有效性校驗；基于通過有效性校驗的項目模板文件中創建任務數據對象；基于任務數據對象添加附加屬性得到任務執行對象，并根據任務負責人或小組發送任務執行對象；在啟動項目的同時啟動初始任務...

本申請實施例涉及一種飛行器防風鎖定裝置，包括：第一連接件，用于連接于飛行器的尾部；第二連接件，可拆卸地連接于第一連接件，用于連接于發射臺；調節機構，連接于第二連接件，調節機構具有第一狀態和第二狀態，其中，在飛行器處于發射前的情況下，調節...

本發明提供一種基于混合組網的安全產品部署方法及系統，包括：在服務器上安裝安全產品管理端；在國產化信息設備上安裝安全產品客戶端；在非國產化信息設備上安裝身份認證客戶端、設備審計客戶端和三件套客戶端；將安全產品管理端分別與安全產品客戶端、身...

本發明提供一種火箭模態的確定方法，包括：根據火箭艙段的動力學模型確定火箭每個艙段對應的形函數；根據每個艙段對應的形函數、火箭的兩端自由邊界條件及各艙段之間連接的邊界方程確定目標頻率方程；對目標頻率方程進行求解，得到關心頻段的固有頻率；根...

本申請公開了一種運載火箭姿控動力系統建模方法，包括，計算運載火箭每個姿控噴管在每個控制周期內的增益系數，并基于增益系數建立每個姿控噴管對應的噴管姿控模型，之后基于姿控噴管姿態模型和姿控噴管對應的空間信息，建立運載火箭的姿控動力系統模型。...

本發明提供一種確定火箭目標角精度的方法、裝置、介質及設備，包括：獲取火箭的當前質量、加速度及氣動力參數；根據當前質量及加速度確定對應的氣動力，根據氣動力和氣動力參數之間的關系確定目標角的全微分表達式；基于目標角的全微分表達式確定火箭目標...

本申請公開了一種運載火箭復合姿態控制方法，包括：建立運載火箭的擺動噴管校正模型和側噴流校正模型，箭體姿態角偏差量同時向兩個模型發送，并計算輸出量，其中，側噴流校正模型的輸出量和姿控噴管開關門限比較，側噴流校正網絡的輸出量達到姿控噴管開關...

本申請提供一種沿彈道的運載火箭飛行載荷計算方法及裝置，通過首先獲取到不同狀態下的氣動載荷數據，再利用插值函數獲取任一時刻的全箭分站氣動載荷數據，再根據上游彈道數據中的火箭飛行特征參數和全箭分站氣動載荷數據計算出火箭任一時刻每個分站的飛行...

本發明公開了一種星箭分離后的遠場安全性分析方法及系統，所述方法包括：在同批次星箭分離后，預估衛星與所述運載火箭隨時間變化的星箭相對距離；計算衛星引導方向相對于所述運載火箭推力方向的夾角；其中，所述衛星引導方向是所述運載火箭指向所述衛星的...

本發明提供本發明提供一種不規則貯箱在淺液位時晃動參數的計算方法及裝置，包括：確定不規則貯箱的外形尺寸和流體仿真參數，流體仿真參數包括液位、過載參數和液體密度，液位與液面等效半徑的比值小于等于0.8；基于外形尺寸和流體仿真參數建立不規則貯...

本發明涉及航空航天技術領域，公開一種著陸輔支腿梁體夾心結構及著陸輔支腿裝置。該著陸輔支腿梁體夾心結構包括梁本體，梁本體包括外殼體和泡沫夾心體，外殼體為中空結構，泡沫夾心體位于外殼體內，泡沫夾心體和外殼體間設置有多個第一加強筋和多個第二加...

本發明涉及航天技術領域，公開一種可重復使用火箭允許點火判別方法及系統，該可重復使用火箭允許點火判別方法包括：箭上點火自動程序啟動，進入發射倒計時，持續進行以下條件判別：測量箭上貯箱氣枕壓力值并進行判別；測量箭上動力系統電磁閥開閉狀態并進...