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公开(公告)号：CN115421543A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202211360790.5
申请日：2022-11-02
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张青松 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 王国辉 , 朱平平 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 何巍 , 牟宇 , 刘银 , 赵永志 , 段保成 , 朱锡川 , 崔垒 , 袁赫 , 李静琳 , 王阿萍
IPC: G05D27/02
Abstract: 本申请实施例提供一种低温贮箱压力控制方法及系统，该方法包括：建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。本发明可提高微重力下贮箱压力预示精度。
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公开(公告)号：CN112377332B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202011119631.7
申请日：2020-10-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于计算机视觉的火箭发动机极性测试方法及系统，该方法包括如下步骤：形成的抖动平滑图像；拟合提取火箭发射喷管在去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像中的轮廓和特征点；得到火箭喷管的粗略位置；离线训练得到训练后的极性光流预测模型；对训练后的极性光流预测模型进行精简压缩得到可实时运行的极性判别光流模型；根据可实时运行的极性光流预测模型得到去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像的极性判别光流场；得到火箭喷管的运动光流，通过火箭喷管的运动光流对时间的积分得到火箭喷管的运动极性。本发明有效的提升了极性判别系统的运行速度、准确性及可拓展性。
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公开(公告)号：CN110542012B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201811409385.1
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F16P1/02
Abstract: 本发明一种电连接器波纹防护罩，包括芯级罩体、波纹罩体、助推罩体；芯级罩体一端通过翻边与芯级安装连接，另一端为插槽结构，波纹罩体一端与芯级罩体的插槽配合连接，另一端与助推罩体螺接，助推罩体一端通过翻边与助推器安装连接，另一端与波纹罩体螺接；所述芯级罩体、波纹罩体、助推罩体的轴线重合。本发明解决传统芯级与助推之间电缆网长度过长、信号衰减程度大、对运载能力造成损失、影响电气系统正常工作等诸多问题。
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公开(公告)号：CN110542012A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201811409385.1
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F16P1/02
Abstract: 本发明一种电连接器波纹防护罩，包括芯级罩体、波纹罩体、助推罩体；芯级罩体一端通过翻边与芯级安装连接，另一端为插槽结构，波纹罩体一端与芯级罩体的插槽配合连接，另一端与助推罩体螺接，助推罩体一端通过翻边与助推器安装连接，另一端与波纹罩体螺接；所述芯级罩体、波纹罩体、助推罩体的轴线重合。本发明解决传统芯级与助推之间电缆网长度过长、信号衰减程度大、对运载能力造成损失、影响电气系统正常工作等诸多问题。
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公开(公告)号：CN105468822A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510784511.1
申请日：2015-11-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018
Abstract: 本发明涉及一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，属于火箭强度设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹的助推分离阶段冲击载荷的确定方法。本发明的方法分两次建立火箭有限元模型，用以分析助推分离前后构型的变化，第一次的助推分离前有限元模型用以提取捆绑连接部段载荷，第二次的助推分离后有限元模型用以确定冲击载荷；本发明的方法通过对助推分离前的有限元模型分析，得到捆绑连接部段载荷包含了由发动机推力引起的载荷动态项，与传统使用的阶跃信号相比较更加真实；本发明的方法通过对第一次得到的捆绑连接载荷进行分离后的置零，模拟助推分离后的捆绑载荷值，使第二次的模型与外力均与实际状态符合。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104376151A
公开(公告)日：2015-02-25
申请号：CN201410601963.7
申请日：2014-10-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，步骤为：(1)采用CFD计算流体力学方法计算火箭发动机喷流在10Pa环境压力下的喷流干扰流场；(2)在流场未受干扰的喷流核心区域选取密度等值面作为三维DSMC计算的喷流初始边界；(3)进行喷流干扰流场的三维DSMC计算，实现所述火箭发动机真空干扰羽流场仿真。该方法克服了发动机真空干扰羽流场中同时存在连续流、过渡流和自由分子流，不能采用单一数值方法进行仿真预示的难题，结合了直角网格的高效率和物面三角形网格对复杂边界的精确描述，提高预示精度和计算效率，成功实现发动机真空干扰羽流场CFD/DSMC相结合的仿真预示。
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公开(公告)号：CN119761622A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411715968.2
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 徐文晓 , 何巍 , 刘梓琰 , 范浩鑫 , 王冠 , 刘巧珍 , 牟宇 , 吴义田 , 阎小涛 , 李旷代 , 黄晨 , 刘洋 , 马啸辰 , 朱骋 , 张飞霆 , 徐西宝 , 扈博雅 , 沈丹
IPC: G06Q10/063 , G06F16/901
Abstract: 本发明公开了一种面向智慧发射场的一体化指挥监控系统，目的是构建一种面向智慧发射场建设需求的高度自动化的一体化智慧监控系统，以提升航天发射场的测发效率和安全可靠性。通过本专利将填补以上研究空白。本发明提供出的方案针对以上三个突出问题分别提出新技术，以期为未来智慧发射场的发展提供理论支持和实践指导；未来，随着更多的创新技术和理念的涌现，智慧发射场将在本专利基础上不断完善技术路线和方案，迎来更加广阔的发展前景。
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公开(公告)号：CN119583133A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411683715.1
申请日：2024-11-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: H04L9/40 , G06V10/44 , G06V10/74 , G06V10/774 , G06V10/80 , G06V10/82 , G06N3/084 , H04L43/0876 , H04L43/04
Abstract: 本发明公开一种基于对比学习的多尺度融合快速网络流量异常检测方法，并对流量数据进行预处理，提取特征后将其转换为流量图像，并对流量图像进行归一化处理后划分为小块；构建多粒度多层感知机模型，向其输入正常流量数据和异常流量数据划分后的流量图像，提取特征信息；定义对比学习损失函数，通过比较正常流量和异常流量的特征，对多粒度多层感知机模型进行训练，迭代调整多粒度多层感知机模型的模型参数，使对比学习损失函数值变小直至收敛；对训练好的多粒度多层感知机模型输入预处理后的流量图像，多粒度多层感知机模型能够对正常流量和异常流量进行区分。
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公开(公告)号：CN119539717A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411531409.6
申请日：2024-10-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/10 , G01B5/02 , G01B5/06 , G01N19/04 , G01N3/06 , G01N3/22 , G01N3/44 , G01N3/30 , G01N3/18 , G01N3/24 , G01L5/24 , G01N13/00 , G01N17/00 , G06F30/15 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了紧固件系统验证方法，实现了航天飞行器不同应用环境下，紧固件的性能验证流程制定。通过流程中每一个步骤中的验证方法、合格性判据、不合格的处理方法和需回滚流程的位置，解决了紧固件自身性能与紧固件应用于航天飞行器的要求之间不对等的问题，确保紧固件能够满足航天器所经历的不同使用环境。
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公开(公告)号：CN117874942A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311750201.9
申请日：2023-12-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/17
Abstract: 本申请实施例提供一种7055高强度铝合金螺栓头部成型设计及验证方法，涉及紧固件技术领域，该方法基于7055高强度铝合金开展螺栓头部成型设计，并对成型后的螺栓进行系统性的检验。通过本申请提供的7055高强度铝合金螺栓头部成型设计及验证方法，能够实现7055高强度铝合金螺栓头部挤压成型，解决开裂问题，并且通过非破坏+破坏检验，系统验证产品的性能及可靠性，具有成本低、一致性好、方便快捷的优点。
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