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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
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
发明人： 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
摘要： 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：CN107871046B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201711157136.3
申请日：2017-11-20
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明涉及一种低温推进剂贮箱内喷雾掺混的仿真计算方法，属于航天运输总体设计领域，背景为低温推进剂长时间在轨蒸发量控制，主要涉及到采用喷雾掺混方式下低温推进剂长时间在轨贮箱压力控制的仿真方法。本发明对于喷雾和两相流的计算采用离散相结合VOF方法，建立了对低温推进剂贮箱内喷雾掺混的计算流体力学仿真模型，该方法得到的结果与试验结果吻合良好，相较于简单的集总参数模型，可实现对贮箱内流体形态、温度变化、换热趋势的预测；通过本发明的方法，可以对不同流量、流速、喷注温度下的掺混进行仿真设计，优化喷雾掺混方案对长时间在轨低温推进剂贮箱压力的能力，为工程实现长时间在轨蒸发量控制技术作出贡献。
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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
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
发明人： 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
摘要： 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：CN107871046A
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201711157136.3
申请日：2017-11-20
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5009 , G06F2217/78 , G06F2217/80
摘要： 本发明涉及一种低温推进剂贮箱内喷雾掺混的仿真计算方法，属于航天运输总体设计领域，背景为低温推进剂长时间在轨蒸发量控制，主要涉及到采用喷雾掺混方式下低温推进剂长时间在轨贮箱压力控制的仿真方法。本发明对于喷雾和两相流的计算采用离散相结合VOF方法，建立了对低温推进剂贮箱内喷雾掺混的计算流体力学仿真模型，该方法得到的结果与试验结果吻合良好，相较于简单的集总参数模型，可实现对贮箱内流体形态、温度变化、换热趋势的预测；通过本发明的方法，可以对不同流量、流速、喷注温度下的掺混进行仿真设计，优化喷雾掺混方案对长时间在轨低温推进剂贮箱压力的能力，为工程实现长时间在轨蒸发量控制技术作出贡献。
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公开(公告)号：CN113944571B
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN202111006879.7
申请日：2021-08-30
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K9/58
摘要： 本发明涉及一种基于溢流阀的POGO主动抑制方法及系统，系统包括压力传感器、控制器和溢流阀；所述的压力传感器安装于发动机泵后高压管路，用于感知泵后高压管路内流体压力脉动情况，感知的压力信号发送至控制器；所述控制器根据压力信号，生成激励信号，用于控制溢流阀的开度；所述溢流阀用于根据控制器发出的激励信号，调整开度和溢流溢流量，进而削减发动机泵后高压管路的压力脉动。
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公开(公告)号：CN115421543A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202211360790.5
申请日：2022-11-02
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 张青松 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 王国辉 , 朱平平 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 何巍 , 牟宇 , 刘银 , 赵永志 , 段保成 , 朱锡川 , 崔垒 , 袁赫 , 李静琳 , 王阿萍
IPC分类号： G05D27/02
摘要： 本申请实施例提供一种低温贮箱压力控制方法及系统，该方法包括：建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。本发明可提高微重力下贮箱压力预示精度。
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公开(公告)号：CN113944571A
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202111006879.7
申请日：2021-08-30
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K9/58
摘要： 本发明涉及一种基于溢流阀的POGO主动抑制方法及系统，系统包括压力传感器、控制器和溢流阀；所述的压力传感器安装于发动机泵后高压管路，用于感知泵后高压管路内流体压力脉动情况，感知的压力信号发送至控制器；所述控制器根据压力信号，生成激励信号，用于控制溢流阀的开度；所述溢流阀用于根据控制器发出的激励信号，调整开度和溢流溢流量，进而削减发动机泵后高压管路的压力脉动。
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公开(公告)号：CN117949212A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202311562102.8
申请日：2023-11-21
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本发明公开了一种多参数决策融合的运载火箭发动机故障诊断方法，包括：获取基于发动机实测参数确定的发动机故障预诊断结果A；获取基于飞行动力学参数确定的发动机故障预诊断结果B；根据发动机故障预诊断结果A和发动机故障预诊断结果B，采用分段加权融合策略确定运载火箭的发动机故障诊断结果，并输出。本发明所述的多参数决策融合的运载火箭发动机故障诊断方法，结合火箭发动机多源故障诊断结果，进行决策融合，给出给出可信度最高的最终决策。
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公开(公告)号：CN115421543B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211360790.5
申请日：2022-11-02
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 张青松 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 王国辉 , 朱平平 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 何巍 , 牟宇 , 刘银 , 赵永志 , 段保成 , 朱锡川 , 崔垒 , 袁赫 , 李静琳 , 王阿萍
IPC分类号： G05D27/02
摘要： 本申请实施例提供一种低温贮箱压力控制方法及系统，该方法包括：建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。本发明可提高微重力下贮箱压力预示精度。
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公开(公告)号：CN115688270A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211306094.6
申请日：2022-10-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请实施例提供一种低温贮箱压力变化评估方法、系统、设备及介质，该方法包括：建立推进剂利用系统仿真模型，根据推进剂利用系统仿真模型获得火箭在飞行过程中发动机混合比调节阀的动作状态；基于火箭飞行迭代制导方案，根据所述发动机混合比调节阀的动作状态和发动机混合比工况获得火箭在不同时刻的飞行姿态角；建立姿态仿真模型，根据所述姿态仿真模型和飞行姿态角获得发动机的控制摆角状态；根据所述发动机的控制摆角状态，以及火箭内部增压系统和出流装置的参数信息建立三维流体运动分析模型；根据所述三维流体运动分析模型对低温贮箱压力的变化过程进行评估获得评估结果。本申请提高对低温火箭飞行过程中低温贮箱压力变化评估的准确性。
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