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公开(公告)号：CN113446130B
公开(公告)日：2022-08-26
申请号：CN202110655104.6
申请日：2021-06-11
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法，在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后，进行机动离轨；机动离轨结束后，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压，辅助动力系统持续工作，对末级进行姿态控制，消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作，对末级电气设备进行供电，消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理，确保末级火箭在轨不解体，并与卫星运行轨道有足够的安全距离，箭上不需新增阀门和管路。
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公开(公告)号：CN116362037A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310317133.0
申请日：2023-03-27
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/16 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，包括S1确定无风情况下固体助推器的标准弹道；S2根据标准弹道得到固体助推器的理论落点；S3确定有风情况下固体助推器标准工作时间下的减载弹道；S4确定有风情况下固体助推器存在工作时间偏差情况下的减载弹道；S5根据步骤S3所得减载弹道和步骤S4所得减载弹道得到最终的减载弹道；S6对最终的减载弹道进行修正，使其满足步骤S2所得理论落点的要求。本发明可显著减小固体捆绑火箭飞行过程中风引起的飞行载荷，同时满足助推器落点安全要求，提高发射概率。
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公开(公告)号：CN113446130A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110655104.6
申请日：2021-06-11
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法，在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后，进行机动离轨；机动离轨结束后，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压，辅助动力系统持续工作，对末级进行姿态控制，消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作，对末级电气设备进行供电，消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理，确保末级火箭在轨不解体，并与卫星运行轨道有足够的安全距离，箭上不需新增阀门和管路。
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公开(公告)号：CN117094073A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310642422.8
申请日：2023-05-31
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，包括建立固体助推器的六自由度动力学模型；六自由度动力学模型为被动段状态变量关于箭体系上的合力矩的函数；建立来流攻角模型和来流方位角模型；根据来流攻角模型和来流方位角模型得到助推器下落过程中箭体系上的合力矩；以助推器分离点的数据作为仿真初始值，将所述箭体系上的合力矩代入六自由度动力学模型进行仿真，得到助推器落点信息。本发明可快速分析固体助推器在下落段的各弹道特征参数，发现其被动段运动规律，使固体助推器落点计算结果更加准确。
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公开(公告)号：CN116894321A
公开(公告)日：2023-10-17
申请号：CN202310496116.8
申请日：2023-05-05
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种基于被动减载的火箭控制能力分析方法，属于运载火箭控制系统领域，主要通过被动减载的方式，优化火箭飞行程序角，降低大风区箭体受到的载荷，提高火箭在发射场的发射概率。该发明主要包括：步骤1：统计火箭设计时所采用的概率风场；步骤2：建立基于被动减载的攻摆角计算动力学模型；步骤3：获取被动减载攻摆角计算结果。本发明所述的基于被动减载的火箭控制能力分析方法，可以有效降低大风区火箭受到的载荷，提高火箭的发射概率。
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公开(公告)号：CN116401845A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310310379.5
申请日：2023-03-27
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种通用芯级组合体返回弹道设计方法，包括S1获取卫星轨道目标参数；S2优化芯级组合体不返回情况下的弹道，满足卫星轨道目标参数，使主动段的运载能力最大；S3调整芯级发动机节流系数，根据卫星轨道目标参数对主动段进行再次优化；基于再次优化后的主动段，根据芯级发动机节流系数和芯级组合体关机时间，得到主动段结束时刻芯级推进剂剩余量；S4确定返回弹道中的返回段，满足返回段各约束；S5根据主动段结束时刻芯级推进剂剩余量，得到着陆时刻芯级推进剂剩余量；S6判断着陆时刻芯级推进剂剩余量是否满足要求；若满足要求，则返回弹道设计为完成；若不满足要求，返回步骤S3。本发明方法设计及工程实施简单、可大大减小火箭回收成本。
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公开(公告)号：CN115906277A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211368571.1
申请日：2022-11-03
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明的运载火箭加上面级联合轨道设计方法包括：步骤1，将运载火箭作为基础级，上面级作为末级，建立三自由度联合弹道优化模型；步骤2，根据目标任务特点，确定联合设计轨道分段；所述联合设计轨道分段包括上面级工作次数、转移轨道类型；步骤3，确定上面级第一次工作起点，完成联合优化；转移轨道确定后，对运载火箭基础级和上面级第一次工作段进行联合轨道优化，确定上面级第一次工作起点。本发明的运载火箭加上面级联合轨道设计方法，通过对运载火箭基础级和上面级轨道进行联合优化，确定上面级第一次工作起点，能够极大提高运载火箭基础级和上面级组合后的运载能力，工程上具有很高的应用价值。
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