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公开(公告)号：CN103455645A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210176958.7
申请日：2012-05-31
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: 本发明涉及一种全箭模态提取方法，依次包括：一、建立全箭结构梁单元模型；二、读取全箭有限元模型节点信息和模态阶数，获取全箭有限元模型各阶模态的固有频率和关于质量矩阵归一化的特征向量；三、根据节点信息提取节点，提取节点选取为芯级、助推器的主节点和发动机分枝、有效载荷分枝对应的节点；四、指定归一化节点编号；五、主振方向判别；六、得到按指定节点归一化的特征向量及广义质量；七、模态结果输出。本发明大大提高了模态提取工作的效率，降低了由人工提取模态失误带来的风险。
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公开(公告)号：CN113591202B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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公开(公告)号：CN118607271A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410280565.3
申请日：2024-03-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭子结构模态偏差与全箭模态偏差传递评估方法，属于航天运输系统技术领域。该方法对火箭全箭进行有限元建模，并划分子结构，对子结构和全箭模态开展仿真分析；对子结构开展模态试验，获取子结构模态参数，与子结构仿真分析结果对比得到子结构模态参数偏差；采用基于混合界面的模态综合方法，将全箭分为带偏差子结构和不带偏差子结构，在偏差区间内选取大量点进行模态综合计算，得到全箭模态的结果；将基于带偏差子结构的全箭模态综合计算结果，与无偏差下的全箭模态仿真分析结果进行对比，统计得到全箭模态偏差。本发明根据火箭子结构模态偏差计算得到全箭模态偏差，应用于采用子结构模态试验的火箭全箭模态偏差计算。
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公开(公告)号：CN115326341A
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202210837242.0
申请日：2022-07-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明一种气动载荷分布计算方法及系统，方法步骤如下：1)沿轴向将气动载荷分布分为多个段；2)根据分段位置和各段的气动载荷分布规律，建立各段法向力系数分布之间的关联函数；3)根据气动载荷分布，积分获得对应的飞行器法向力系数和压心系数值，并与飞行器整体气动力所得的法向力系数和压心系数建立等式关系；4)将关联函数带入建立的等式关系，计算获得飞行器法向气动载荷分布。
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公开(公告)号：CN105468822B
公开(公告)日：2018-11-02
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
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：CN103455644A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210176955.3
申请日：2012-05-31
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: 本发明涉及一种基于耦合质量的液体推进剂动力学模拟方法，依次包括：一、采集火箭贮箱的结构参数；采集贮箱中推进剂的密度信息；得到贮箱节点和贮箱节点对应的质量单元；得到某飞行时刻的推进剂质量；二、根据推进剂质量和推进剂的密度信息，得到推进剂体积；根据火箭贮箱的结构参数，得到推进剂的液位高度；三、根据推进剂的液位高度，将推进剂分配在贮箱的节点对应坐标上；四、根据贮箱每个节点分配到的推进剂质量，得到推进剂单元耦合质量矩阵；五、生成贮箱各节点的耦合质量单元。本发明物理意义更清晰，可进一步推广到运载火箭纵向、横向载荷计算中，实现火箭纵横扭一体化动力学建模。
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公开(公告)号：CN103454102A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210181836.7
申请日：2012-06-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种蒙皮加筋圆柱壳结构扭转等效刚度优化获取方法，包括：1、分别采集蒙皮加筋圆柱壳结构的材料扭转弹性模量，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，进而采集每类桁条的个数、截面积及极惯性矩；2、利用面积等效法获得桁条总等效厚度；3、获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的等效厚度和蒙皮加筋圆柱壳结构总的等效极惯性矩；4、获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的实际极惯性矩；5、获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的实际扭转刚度。本发明可以得到以下效果：通过优化传统基于简单模型的扭转刚度计算方法，能够简单快速得到与复杂模型同样精度的结果，很好解决了困扰火箭扭转刚度计算偏大的难题。
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公开(公告)号：CN103454100A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210181240.7
申请日：2012-06-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种蒙皮加筋圆柱壳结构弯曲等效刚度获取方法，包括：1分别采集蒙皮加筋圆柱壳结构的蒙皮弹性模量、桁条扭转弹性模量，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，进而采集每类桁条的个数、截面积；2获取桁条总等效厚度；3获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的等效厚度和蒙皮加筋圆柱壳结构总的面积等效惯性矩为；4获取截面惯性矩优化因子；5获得修正后的截面惯性矩；6获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的实际弯曲刚度。本发明解决了弯曲刚度偏差引起的弯曲频率随着阶数增大误差会越来越大的问题，能够合理、简单快速的获取蒙皮加筋圆柱壳结构弯曲刚度。
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公开(公告)号：CN115930694B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202211437964.3
申请日：2022-11-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种两级重复使用运载器，包括相互串联连接的一子级和二子级；一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式；二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似。本发明给出了传统火箭与带翼飞行器融合的设计方案，一方面解决了传统火箭不具备水平飞行的能力，另一方面发挥了火箭构型结构效率较高的优势，实现了二者优势的融合。
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公开(公告)号：CN117272595A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311072125.0
申请日：2023-08-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李彩霞 , 方志耕 , 容易 , 胡晓军 , 何巍 , 彭越 , 肖书宇 , 刘树仁 , 邓新宇 , 杨树涛 , 张宏德 , 殷笑尘 , 李茂 , 程大林 , 郭雷 , 胡辉彪 , 朱晨曦 , 齐航 , 李文钊 , 于渊 , 李志伟 , 朱锡川 , 古海伦
Abstract: 本申请实施例提供一种运载火箭可用性指标确定方法和装置，属于运载火箭技术领域，方法包括获取运载火箭在本次发射后的故障修复率和所述运载火箭在上次、本次或下次发射前所需的第一可靠度；根据所述故障修复率和所述第一可靠度，确定所述运载火箭在本次发射过程中的失效率；根据所述失效率和预设的任务时间，确定所述运载火箭在本次发射前的第二可靠度和本次发射后的第三可靠度。本申请实施例通过获取运载火箭的故障修复率以及上次、本次或下次发射前所需的第一可靠度，可得到运载火箭在本次发射前后的可靠度指标，为运载火箭的可靠性设计提供参考，以便满足运载火箭的重复使用需求。
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