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公开(公告)号：CN105022861A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510319935.0
申请日：2015-06-11
申请人： 北京精密机电控制设备研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，在考虑静耗量对油箱蓄油量影响的前提下，给出了挤压式伺服系统蓄油量的确定方法。创造性地定义了“在规定的飞行任务时间t内，任意一台伺服作动器相邻控制周期dt摆动角度变化量绝对值的累加和为完成该飞行任务该作动器的任务摆角Sk”，利用任务摆角Sk计算伺服系统蓄油量。该蓄油量确定方法成功应用于固体运载火箭上，有效、准确地控制了火箭飞行重量。
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公开(公告)号：CN112417775A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011192217.9
申请日：2020-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
发明人： 李新田 , 司世才 , 赵君伟 , 孙兴 , 蔡强 , 李冬 , 谢鹏年 , 秦华海 , 扈明 , 王林 , 朱江 , 赵晓宁 , 许诺 , 王雪坤 , 李延成 , 蒲晓航 , 黄慧慧 , 常浩
IPC分类号： G06F30/28 , G06F17/13 , G06F17/11 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算方法，包括：建立含反喷管推力终止的固体发动机物理模型；根据含反喷管推力终止的固体发动机物理模型，解算得到在给定压强下发动机产生的合推力；根据发动机燃气生成与排出守恒方程，采用龙格库塔法，确定发动机燃烧室压强、发动机产生的合推力随时间的变化情况。本发明结合发动机推力终止反喷管型面特点，根据气动参数关系和流动守恒方程，实现了固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算，解决了现有技术存在的计算精度与复杂度之间的矛盾问题。
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公开(公告)号：CN104743100B
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201510095004.7
申请日：2015-03-03
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64C19/00
摘要： ×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，步骤如下：(1)对执行机构故障进行定位和判定；(2)确定发生故障的执行机构能够摆动的角度；(3)计算出在非故障情况下×型配置的四个执行机构的期望摆角；(4)计算出发生故障的执行机构实际摆动的角度及与步骤它三个执行机构的实际摆角；(6)执行机构按照重新计算分配的四个执行机构的实际摆角进行摆动，完成对飞行器的有效控制。本发明提出的方法在不新增设备的情况下，实现飞行器控制能力在执行机构发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制，对飞行器研制和航天飞行器高可靠完成飞行任务有重要意义。(3)的期望摆角的偏差；(5)计算未发生故障的其
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公开(公告)号：CN112417775B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202011192217.9
申请日：2020-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
发明人： 李新田 , 司世才 , 赵君伟 , 孙兴 , 蔡强 , 李冬 , 谢鹏年 , 秦华海 , 扈明 , 王林 , 朱江 , 赵晓宁 , 许诺 , 王雪坤 , 李延成 , 蒲晓航 , 黄慧慧 , 常浩
IPC分类号： G06F30/28 , G06F17/13 , G06F17/11 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算方法，包括：建立含反喷管推力终止的固体发动机物理模型；根据含反喷管推力终止的固体发动机物理模型，解算得到在给定压强下发动机产生的合推力；根据发动机燃气生成与排出守恒方程，采用龙格库塔法，确定发动机燃烧室压强、发动机产生的合推力随时间的变化情况。本发明结合发动机推力终止反喷管型面特点，根据气动参数关系和流动守恒方程，实现了固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算，解决了现有技术存在的计算精度与复杂度之间的矛盾问题。
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公开(公告)号：CN105022861B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201510319935.0
申请日：2015-06-11
申请人： 北京精密机电控制设备研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，在考虑静耗量对油箱蓄油量影响的前提下，给出了挤压式伺服系统蓄油量的确定方法。创造性地定义了“在规定的飞行任务时间t内，任意一台伺服作动器相邻控制周期dt摆动角度变化量绝对值的累加和为完成该飞行任务该作动器的任务摆角Sk”，利用任务摆角Sk计算伺服系统蓄油量。该蓄油量确定方法成功应用于固体运载火箭上，有效、准确地控制了火箭飞行重量。
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公开(公告)号：CN104743100A
公开(公告)日：2015-07-01
申请号：CN201510095004.7
申请日：2015-03-03
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64C19/00
摘要： ×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，步骤如下：(1)对执行机构故障进行定位和判定；(2)确定发生故障的执行机构能够摆动的角度；(3)计算出在非故障情况下×型配置的四个执行机构的期望摆角；(4)计算出发生故障的执行机构实际摆动的角度及与步骤(3)的期望摆角的偏差；(5)计算未发生故障的其它三个执行机构的实际摆角；(6)执行机构按照重新计算分配的四个执行机构的实际摆角进行摆动，完成对飞行器的有效控制。本发明提出的方法在不新增设备的情况下，实现飞行器控制能力在执行机构发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制，对飞行器研制和航天飞行器高可靠完成飞行任务有重要意义。
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公开(公告)号：CN203497920U
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201320613635.X
申请日：2013-09-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B66C1/12
摘要： 本实用新型涉及快速连接垂直吊装技术领域，具体涉及一种自锁紧式快速连接垂直起吊装置。技术方案：一种自锁紧式快速连接垂直起吊装置，包括一个长条状吊梁（2）、安装在吊梁（2）中间的吊环（1）、两个卡块组件（4）、模锻扣（3）、连接吊梁（2）两端和卡块组件（4）的钢丝绳（5）；卡块组件（4）包括一个长方形卡块（6）和限位螺栓（7），卡块（6）两端折弯成“L”型卡槽。有益效果在于：能够适应不同结构外形的产品，只需在产品包装箱外表面安装与卡块尺寸相配合的滑块即可。整套起吊装置安装、拆卸方便快捷，尤其将产品吊出包装箱的过程中，起吊装置的安装操作简便，大大提高了工作效率。
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公开(公告)号：CN211041512U
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN201921777801.3
申请日：2019-10-22
申请人： 山西航天清华装备有限责任公司 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本实用新型公开了一种低温环境模拟装置，包括中空的内桶，所述内桶顶部设置有内桶盖，所述内桶盖中心设置有安装孔；所述内桶内设置有多个限位架，多个限位架之间设置有多个固定螺栓，所述限位架中心设置有限位孔，所述限位孔内穿设铜管，所述铜管顶部穿过安装孔，所述铜管底部封闭，并紧密接触内桶内底壁；所述内桶外侧还可拆卸设置有保温壳，所述保温壳包括保温壳体和保温壳上盖，所述保温壳体内和保温壳上盖填充有保温层；本装置降温速度快，能够准确模拟低温环境。
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