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公开(公告)号：CN109491266A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
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公开(公告)号：CN109489690B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201811409422.9
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
Inventor： 张普卓 , 陈彬 , 刘建忠 , 李聃 , 胡炜 , 张亦朴 , 余光学 , 程兴 , 陈宇 , 杨云飞 , 赵永志 , 邓舞燕 , 刘洋 , 徐倩 , 张涛 , 李凰立 , 何兆伟 , 魏远明 , 徐庆红 , 张博俊 , 朱平平 , 黄亮 , 陈思思
Abstract: 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法，(1)根据优化后的三子样等效旋转矢量法，建立高动态姿态解算方程；(2)根据步骤(1)建立的高动态姿态解算方程，建立助推返回段的速度位置导航解算模型；(3)建立MEMS惯性器件的误差模型，根据步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型和助推再入实测数据，对MEMS惯性器件的误差进行辨识，得到修正后的MEMS惯性器件输出结果；(4)将步骤(3)修正后的MEMS惯性器件输出结果代入步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型，实现助推再入过程的导航定位解算。该算法具有解算精度高、计算周期短、适应大姿态机动等优点，可为助推器再入段提供准确的导航位置信息。
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公开(公告)号：CN107963239A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711139977.1
申请日：2017-11-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于音频的运载火箭故障检测装置及检测方法，声音传感器阵列接收火箭待测产品的声音信号，对声音信号进行信号采集处理；进行小波变换、傅里叶变换后，进行特征值提取；将特征值与声音库中正常工作时的特征值进行对比，如果任一特征值超出限定阈值，则判断火箭上待测产品存在故障；将特征值与声音库中对应的典型故障下的声音特性进行匹配，如果处于某一典型故障的声音特性包络范围内，则判断故障类型为该典型故障。本发明通过声音信号进行故障检测，实现了对火箭的非接触测试，减少了火箭内部的测试电路，避免了在箭上测试电路故障带来的问题，同时减轻了火箭的重量。
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公开(公告)号：CN103400043B
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201310349264.3
申请日：2013-08-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于运载火箭控制技术领域，具体涉及一种基于高精度多项式运算的复杂系统传递函数计算方法。本发明的方法包括以下步骤：步骤1输入数据前处理；步骤2状态空间矩阵计算；步骤3采用FADEEVA法计算箭体的传递函数；步骤4扩充浮点数据信息，得到箭体加平台加陀螺的传递函数和箭体加平台加陀螺加舵机的传递函数；步骤5得到姿控系统开环传递函数。本发明突破了机器字长的限制保留有效数字，减小了计算舍入误差，提高了处理复杂系统时传递函数的求解精度。
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公开(公告)号：CN117539165A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311387764.6
申请日：2023-10-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种基于实时遥测数据的运载火箭数字伴飞系统和方法，系统包括弹道仿真模型、动力仿真模型、质量仿真模型、气动仿真模型、环境仿真模型、时序模型、触发修正模型；弹道仿真模型、动力仿真模型、质量仿真模型、气动仿真模型、环境仿真模型同步进行仿真；时序模型，在每个仿真步长，根据预设的飞行时序和实时遥测数据，判断关键时序动作是否发生，采用离散事件消息，模拟关键时序动作；触发修正模型，根据实时获取的运载火箭遥测数据，判断弹道仿真模型是否需要修正，需要修正时，发送修正消息至弹道仿真模型。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113885308A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111227313.7
申请日：2021-10-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 黄晨 , 常武权 , 荆木春 , 容易 , 张智 , 刘烽 , 顾名坤 , 刘巧珍 , 马利 , 李文清 , 程兴 , 王俊峰 , 王海涛 , 秦曈 , 徐喆垚 , 宋晶 , 王之平 , 岳玮 , 马宗瑞 , 苏小峰 , 钱航 , 杨楠 , 孟庆丰 , 岳晓飞 , 徐珊珊 , 王晓鹏 , 崔赢午 , 韩雨桐 , 郝金杰
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明提出一种载人逃逸飞行器低空风场检测控制系统及控制方法，属于航天发射技术领域，检测控制系统包括地面测试发控设备、故障检测处理子系统、逃逸控制子系统和逃逸系统火工品，地面测试发控设备和故障检测处理子系统与逃逸控制子系统之间通过脱插连接，脱插内包括T供电信号、箭地RS422通讯数据线和B供电信号，T供电信号连接到逃逸控制子系统，箭地RS422通讯数据线同时连接到故障检测处理子系统和逃逸控制子系统，B供电信号连接到故障检测处理子系统，故障检测处理子系统和逃逸控制子系统之间传递指令信号和RS422逃逸参数，本发明同时还提供了控制方法，解决了现有载人逃逸飞行器不能在发射前针对低空风场情况进行调整的问题。
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公开(公告)号：CN119449131A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411336492.1
申请日：2024-09-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种区域覆盖星座轨道优化设计方法，包括：选定目标区域中的若干目标点并进行编号；基于遗传算法搜索回归轨道，得到回归轨道的轨道根数；计算共星下点轨迹星座的时间间隔；根据回归轨道的轨道根数和时间间隔，得到共星下点轨迹星座轨道根数。本发明实现任意精度要求的星座轨道设计，提高了设计效率。
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公开(公告)号：CN116305728A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211306788.X
申请日：2022-10-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/063 , G06Q50/26 , G06F17/18 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭子残骸落地的评估方法及评估系统，其中，获取固体火箭子残骸落地的打靶数据；将固体火箭子残骸落地的打靶数据在坐标系中进行标记，以形成多个固体火箭子残骸落地点；测算多个固体火箭子残骸落地点与理论固体火箭子残骸落地点的偏差，并将多个偏差形成偏差集；遍历偏差集，并确定满足预设置信度区间的多个参考偏差点；选取多个参考偏差点中面积最小的区域，并确定为固体火箭子残骸落地的安全区，从而提高了固体火箭子残骸落地的评估的准确度，充分利用了偏差概率和安全区域之间的交互。
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公开(公告)号：CN116305728B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202211306788.X
申请日：2022-10-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/063 , G06Q50/26 , G06F17/18 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭子残骸落地的评估方法及评估系统，其中，获取固体火箭子残骸落地的打靶数据；将固体火箭子残骸落地的打靶数据在坐标系中进行标记，以形成多个固体火箭子残骸落地点；测算多个固体火箭子残骸落地点与理论固体火箭子残骸落地点的偏差，并将多个偏差形成偏差集；遍历偏差集，并确定满足预设置信度区间的多个参考偏差点；选取多个参考偏差点中面积最小的区域，并确定为固体火箭子残骸落地的安全区，从而提高了固体火箭子残骸落地的评估的准确度，充分利用了偏差概率和安全区域之间的交互。
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公开(公告)号：CN119598896A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411642035.5
申请日：2024-11-18
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张晚晴 , 张志国 , 何巍 , 王传魁 , 周敬 , 张普卓 , 程兴 , 马英 , 张博戎 , 魏威 , 孟庆尧 , 刁尹 , 李杨 , 苗新元 , 李静琳 , 朱冬阁 , 周天帅 , 韩雪颖 , 汤亮 , 王建明 , 王俊峰 , 沈安
IPC: G06F30/28 , G06F8/71 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种弹道设计复杂流程高度抽象及复杂模型分层解耦方法，属于飞行器轨道设计领域；设定最小积分单元，根据最小积分单元选取运载火箭的核心建模对象；建立运载火箭发动机的推力方程；计算发动机推力方程中的小偏差推力；根据小偏差推力建立推进剂流量偏差方程；计算发动机控制力Fpk和控制力矩Mck；合成箭体系等效三通道气动力和气动力矩；确定气动建模工具；生成需要的气动模型；对弹道段及飞行时序抽象化建模；进行多段式弹道的复杂程序角抽象化建模；本发明实现将复杂的流程高度抽象，将复杂的技术细化分解，据此形成通用性强、适应范围广的弹道设计与优化方法。
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