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公开(公告)号：CN107092731A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710218304.9
申请日：2017-04-05
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 亚轨道运载火箭级间比推力弹道一体化优化方法，通过遗传算法给出若干组级间比、推力以及滑行时间的参数组合，作为初始种群的个体；分别将每一组参数组合作为输入条件，以交班速度作为目标函数，通过内层优化算法进行求解，得到每组级间比、推力下的最优飞行弹道和对应的交班速度；以交班速度作为每一组参数的适应度，利用遗传算法得到最优运载器级间比、推力组合和对应的飞行弹道。本发明在满足亚轨道运载火箭飞行过程中的动压、过载、热流约束的情况下，在运载器总装药量不变情况下，尽可能的提高亚轨道运载火箭的交班速度以使有效载荷拥有更大的交班速度。
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公开(公告)号：CN105631065A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410601962.2
申请日：2014-10-31
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于针对结构网格、结构/非结构混合网格以及点云的动网格技术领域，具体涉及一种基于背景网格的动网格技术。本发明采用径向基函数法对稀疏的背景网格进行变形，然后将背景网格的变形量插值到原始体网格的网格点上，从而达到提高动网格效率的目的。本发明的背景网格仅用于将变形量回插到原始体网格上，所以并不要求背景网格与原始体网格的边界吻合，以至于可以采用简单的可自动化生成的直角网格作为背景网格，大大地减少了人工干预，且变形后的网格质量仍然较高。
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公开(公告)号：CN104573151A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201310498659.X
申请日：2013-10-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明属于计算机壁面网格点数据处理技术领域，具体涉及一种提高CFD湍流模拟壁面距离并行计算中壁面网格点数据获取通信效率的循环通信方法。包括以下步骤：（1）确定壁面距离计算直接法的原理。（2）确定基于直接法的壁面距离计算流程具体步骤：外循环遍历流场网格点，内循环遍历所有壁面网格点。（3）具体实施：设定流场的分区数、流场网格点集合、壁面网格点集合、待求解流场网格点壁面距离集合；各进程载入流场网格点信息，并构建各分区流场网格点集合；各进程载入壁面网格点信息，并构建各分区壁面网格点集合；各进程构建各分区流场网格点壁面距离集合；各进程并行计算其处理分区流场网格与所有分区壁面网格点集合中网格点的壁面距离。
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公开(公告)号：CN117469029A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202310726713.5
申请日：2023-06-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种异型分腔耐压供给贮箱结构及其设计方法，涉及主动热防护技术领域。该异型分腔耐压供给贮箱结构，包括储存液态工质的贮箱体和连接在贮箱体一侧的用于对液态工质进行收集和排出的集液排液体，所述集液排液体一侧设置有与其内部相连通的注液/排液口，并通过进气口连接驱动部件，驱动部件通过进气口将一定压力的气体引入到各个贮液腔内部，带压气体驱动液态工质到集液排液体的内部进行排出，高效可靠地存储和输运液态冷却工质，从而稳定地为主动冷却系统供应工质，不采用球状贮箱等结构，可以提高空间利用率，满足高集成度飞行器的设计要求，同时设置加强筋可以实现提高飞行器内空间狭小、扁平、异型空间设计的贮箱的承载能力。
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公开(公告)号：CN113984069A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202110484592.9
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及基于人造卫星的星光定位导航方法，首先采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。本发明将星敏感器功能进行扩展，在传统实现自主定姿的基础上，实现了自主定位，不增加额外设备，不占用额外空间，具有很高的经济性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112916877B
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110112031.6
申请日：2021-01-27
Applicant: 华中科技大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于接触式刮刀铺粉工艺的多孔发汗金属结构高质量激光选区熔化成形方法，属于先进制造技术领域。该方法在多孔发汗金属结构四周设置与其不相连的闭合随形保护框，并在成形过程中通过激光线能量密度的差异化设置，使得随形保护框的已成形层总高度总是大于多孔发汗金属结构的已成形层总高度，从而有效避免了成形过程中接触式铺粉刮刀对多孔发汗金属结构成形层的摩擦、碰撞，大幅提升了多孔发汗金属结构的成形质量。同时，该方法还无需在成形完成后对多孔发汗金属结构和随形保护框施加额外的分离处理，制造流程简单。
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公开(公告)号：CN112935277A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110110502.X
申请日：2021-01-27
Applicant: 华中科技大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B22F10/28 , B22F10/85 , B22F10/366 , B33Y10/00 , B33Y50/02
Abstract: 本发明属于先进制造技术领域，并具体公开了一种多级互连微孔金属发汗结构的激光选区熔化成形方法，其首先利用简单的数模布尔运算形成具有一级微孔特征信息的发汗结构打印数模，在激光选区熔化成形过程中，一方面基于一级微孔特征信息直接成形一级微孔；另一方面通过使激光扫描间距大于激光熔覆线宽度，直接在相邻激光熔覆线之间成形二级微孔；同时，通过增大激光束能量输入，直接在激光熔覆线底部形成气孔式三级微孔。本发明所提供的方法，不仅数模预处理运算量小，也无需金属粉末预处理和打印后处理，可高效实现各类复杂金属发汗结构的整体成形，且发汗结构所含微孔的伸展方向多样、互连性强，确保了发汗冷却能力的均匀、稳定。
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公开(公告)号：CN107894778B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711125083.7
申请日：2017-11-14
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值预设角速度ωswitch，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ‑θcxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。
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公开(公告)号：CN107976296B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201711116305.9
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，包括步骤：(1)、将飞行器角速度动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φT(k)θ*形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φT(k)为信号向量，θ*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φT(k)[θ(k)‑θ*]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数。该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。
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公开(公告)号：CN107031812B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710203097.X
申请日：2017-03-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种满足高超声速大攻角横侧向控制的气动布局设计方法，气动部件处于迎风面，在高超声速大攻角状态可大幅提升飞行器侧向稳定性，同时有效降低飞行器自身滚转稳定性，利于横侧向稳定匹配控制，适应临近空间高超声速长距离飞行需求；由于气动部件为固定部件，无舵轴设计问题，为此有效降低了防隔热设计难度。
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