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公开(公告)号：CN107092725A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710188869.7
申请日：2017-03-27
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: 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法，首先为为运载器建立六自由度动力学模型，然后进行闭环仿真，获得动力学参数，建立运载器分布载荷剪力计算模型、弯矩计算模型、轴力计算模型，分别计算运载器每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力。然后复核运载器载荷满足情况，若满足则设计结束，若不满足则优化闭环仿真输入，重新获得动力学参数，计算每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力，直到运载器载荷满足要求。本发明能够真实反映火箭在飞行过程中的运载器各个部段所受的载荷，对复核载荷设计的完备性和设计余量具有重大意义。
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公开(公告)号：CN115454020A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211002789.5
申请日：2022-08-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种适应伺服机构卡滞故障的运载火箭指令重构控制方法，属于运载火箭容错控制领域，解决了伺服卡滞故障情况下的指令分配问题。控制包括：通过伪逆法分配控制指令；判断伪逆法分配的控制指令是否达到饱和值，若未达到饱和值，则将该控制指令作为最终控制指令，若饱和则采用内点法按如下方式重新分配控制指令：确定可行域中的一个内点作为迭代初值；不考虑约束条件，利用梯度法求解控制指令；判断解是否满足收敛条件，如果不满足则以当前内点为初值，重新利用梯度法求解控制指令，直到获得满足收敛条件的解，该解即作为最终控制指令。
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公开(公告)号：CN114777567B
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210428000.6
申请日：2022-04-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李东 , 王珏 , 王建明 , 耿光有 , 娄路亮 , 李平岐 , 余光学 , 李茂 , 宋漪萍 , 胡鹏翔 , 王庆伟 , 张树杰 , 夏超 , 张志国 , 韩雪颖 , 王乾 , 冉振华 , 傅学军 , 王晔 , 陈晓东 , 李靖 , 耿言 , 周继时 , 节德刚 , 李佳威 , 陈刚
Abstract: 本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。
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公开(公告)号：CN114718762A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210537439.2
申请日：2022-05-18
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请属于运载火箭领域。具体提供一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，包括：根据运载火箭的过载门限值确定第一约束条件；根据运载火箭的地心距救援门限值确定第二约束条件；地心距救援门限值表征使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大地心距值；应急救援轨道为当运载火箭故障时，有效载荷进入的能量低于目标轨道的另一轨道；根据运载火箭的半长轴救援门限值确定第三约束条件；半长轴救援门限值表征使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大半长轴值；当运载火箭满足第一约束条件、第二约束条件和第三约束条件时，对运载火箭的发动机关机。基于本申请提供的方案，可以提高运载火箭故障情况下挽救有效载荷的入轨概率。
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公开(公告)号：CN107092725B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710188869.7
申请日：2017-03-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法，首先为为运载器建立六自由度动力学模型，然后进行闭环仿真，获得动力学参数，建立运载器分布载荷剪力计算模型、弯矩计算模型、轴力计算模型，分别计算运载器每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力。然后复核运载器载荷满足情况，若满足则设计结束，若不满足则优化闭环仿真输入，重新获得动力学参数，计算每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力，直到运载器载荷满足要求。本发明能够真实反映火箭在飞行过程中的运载器各个部段所受的载荷，对复核载荷设计的完备性和设计余量具有重大意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109489690A
公开(公告)日：2019-03-19
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：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：CN115930694A
公开(公告)日：2023-04-07
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：CN114718762B
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210537439.2
申请日：2022-05-18
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请属于运载火箭领域。具体提供一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法，包括：根据运载火箭的过载门限值确定第一约束条件；根据运载火箭的地心距救援门限值确定第二约束条件；地心距救援门限值表征使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大地心距值；应急救援轨道为当运载火箭故障时，有效载荷进入的能量低于目标轨道的另一轨道；根据运载火箭的半长轴救援门限值确定第三约束条件；半长轴救援门限值表征使运载火箭送有效载荷进入应急救援轨道的最大半长轴值；当运载火箭满足第一约束条件、第二约束条件和第三约束条件时，对运载火箭的发动机关机。基于本申请提供的方案，可以提高运载火箭故障情况下挽救有效载荷的入轨概率。
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公开(公告)号：CN114777567A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210428000.6
申请日：2022-04-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李东 , 王珏 , 王建明 , 耿光有 , 娄路亮 , 李平岐 , 余光学 , 李茂 , 宋漪萍 , 胡鹏翔 , 王庆伟 , 张树杰 , 夏超 , 张志国 , 韩雪颖 , 王乾 , 冉振华 , 傅学军 , 王晔 , 陈晓东 , 李靖 , 耿言 , 周继时 , 节德刚 , 李佳威 , 陈刚
Abstract: 本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。
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