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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
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：CN109489690B
公开(公告)日：2020-10-23
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：CN104408279A
公开(公告)日：2015-03-11
申请号：CN201410528656.0
申请日：2014-10-09
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种运载火箭空间外热流计算方法，步骤为：(1)进行初始时刻坐标系转换，得到初始转换矩阵；(2)进行瞬时坐标系转换，得到瞬时转换矩阵；(3)确定太阳光矢量、地球红外辐射矢量、地球反照太阳辐射矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余弦；(4)建立环境虚拟映射面，确定箭体表面空间外热流。该方法将轨道动力学和热力学相结合，以蒙特卡罗法辐射热流计算为基础，精细确定箭体复杂表面的空间外热流，有效解决了表面间的遮挡及多次反射问题，简化坐标转换和数学计算流程。
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公开(公告)号：CN104820748B
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201510228072.6
申请日：2015-05-07
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: 一种运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定方法，步骤为:(1)确定舱段外壁所受随飞行高度变化的气动加热热流qh；(2)确定舱段封闭腔内仪器壳壁表面随飞行高度变化的平均自然对流换热系数αn；(3)确定舱段内部由于飞行加速度和舱内气体不断外泄引起的强制对流换热系数αf，(4)建立舱段节点热网络模型，完成热耦合分析，得到舱段温度场分布。该方法综合考虑了舱外气动加热，舱内空气自然对流和强制对流对舱段热环境的影响，有效解决了运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定的难题。
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公开(公告)号：CN104820748A
公开(公告)日：2015-08-05
申请号：CN201510228072.6
申请日：2015-05-07
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: 一种运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定方法，步骤为:(1)确定舱段外壁所受随飞行高度变化的气动加热热流qh；(2)确定舱段封闭腔内仪器壳壁表面随飞行高度变化的平均自然对流换热系数αn；(3)确定舱段内部由于飞行加速度和舱内气体不断外泄引起的强制对流换热系数αf，(4)建立舱段节点热网络模型，完成热耦合分析，得到舱段温度场分布。该方法综合考虑了舱外气动加热，舱内空气自然对流和强制对流对舱段热环境的影响，有效解决了运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定的难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104408279B
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201410528656.0
申请日：2014-10-09
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种运载火箭空间外热流计算方法，步骤为:(1)进行初始时刻坐标系转换，得到初始转换矩阵；(2)进行瞬时坐标系转换，得到瞬时转换矩阵；(3)确定太阳光矢量、地球红外辐射矢量、地球反照太阳辐射矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余弦；(4)建立环境虚拟映射面，确定箭体表面空间外热流。该方法将轨道动力学和热力学相结合，以蒙特卡罗法辐射热流计算为基础，精细确定箭体复杂表面的空间外热流，有效解决了表面间的遮挡及多次反射问题，简化坐标转换和数学计算流程。
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公开(公告)号：CN105468846A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510825191.X
申请日：2015-11-24
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
CPC classification number: G06F17/5009
Abstract: 本发明涉及一种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法，属于火箭热环境热防护设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹在上升飞行段底部喷流辐射热流的确定方法。本发明的方法中，对于喷流边界的计算采用圆弧近似法，该方法得到的结果在喷流压力与外界压力之比较大时，与试验结果吻合良好；本发明的方法中，对火箭底部表面和喷流边界表面进行网格划分，从而得到火箭底部不同位置的辐射热流估计值。相较于传统的单一热流条件而言更加细化。减少了过于保守的结构防热设计，放宽了仪器电缆的安装位置要求，为全箭减重和合理布局做出贡献。
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公开(公告)号：CN105468846B
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201510825191.X
申请日：2015-11-24
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: 本发明涉及一种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法，属于火箭热环境热防护设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹在上升飞行段底部喷流辐射热流的确定方法。本发明的方法中，对于喷流边界的计算采用圆弧近似法，该方法得到的结果在喷流压力与外界压力之比较大时，与试验结果吻合良好；本发明的方法中，对火箭底部表面和喷流边界表面进行网格划分，从而得到火箭底部不同位置的辐射热流估计值。相较于传统的单一热流条件而言更加细化。减少了过于保守的结构防热设计，放宽了仪器电缆的安装位置要求，为全箭减重和合理布局做出贡献。
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公开(公告)号：CN104376151A
公开(公告)日：2015-02-25
申请号：CN201410601963.7
申请日：2014-10-30
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: 一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，步骤为：(1)采用CFD计算流体力学方法计算火箭发动机喷流在10Pa环境压力下的喷流干扰流场；(2)在流场未受干扰的喷流核心区域选取密度等值面作为三维DSMC计算的喷流初始边界；(3)进行喷流干扰流场的三维DSMC计算，实现所述火箭发动机真空干扰羽流场仿真。该方法克服了发动机真空干扰羽流场中同时存在连续流、过渡流和自由分子流，不能采用单一数值方法进行仿真预示的难题，结合了直角网格的高效率和物面三角形网格对复杂边界的精确描述，提高预示精度和计算效率，成功实现发动机真空干扰羽流场CFD/DSMC相结合的仿真预示。
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公开(公告)号：CN116541960A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310552050.X
申请日：2023-05-17
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/02
Abstract: 本申请提供一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质，该方法包括：建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，得到CFD数值计算模型；基于CFD数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行CFD数值仿真计算；根据CFD数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，进而充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
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