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公开(公告)号：CN114542329A
公开(公告)日：2022-05-27
申请号：CN202210193715.8
申请日：2022-03-01
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本申请提供了一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法，涉及航天技术领域，具体为：通过外循环和内循环，迭代得到发动机点火热试验的最佳比冲效率和最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比；根据最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，计算得到每个采样时刻的燃速和氧化剂流率；采用最小二乘法，对所有采样时刻的燃速和氧化剂流率进行拟合，得到燃速和氧化剂流率的对应关系。本申请提高了发动机点火热试验的实时瞬态燃速表征精度，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN110979746B
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN201911311881.8
申请日：2019-12-18
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 一种火箭三级固液主动力与姿控一体化系统及其方法，涉及航空航天技术领域。该火箭三级固液主动力与姿控一体化系统，包括气瓶、气路截止阀、氧化剂贮箱、主动力系统和姿控动力系统；所述气瓶与所述氧化剂贮箱通过所述气路截止阀连通；所述主动力系统和所述姿控动力系统分别与所述氧化剂贮箱连通；所述主动力系统包括固体燃料。该火箭三级固液主动力与姿控一体化方法适用于火箭三级固液主动力与姿控一体化系统。本发明的目的在于提供一种火箭三级固液主动力与姿控一体化系统及其方法，以在一定程度上解决现有技术中存在的采用固体火箭发动机作为主动力发动机和采用液体火箭发动机作为姿控发动机而增加动力系统的总体复杂度和结构质量的技术问题。
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公开(公告)号：CN108871110B
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201810525729.9
申请日：2018-05-28
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种火箭及其组装方法，属于航空航天技术领域，解决现有火箭组装慢、响应慢、成本高的技术问题，火箭包括整流罩、有效载荷、载荷支持释放系统、飞控电气系统和动力系统；所述整流罩为壳体，且内依次可拆卸设置有所述效载荷、载荷支持释放系统和飞控电气系统，所述飞控电气系统与所述动力系统可拆卸连接；动力系统包括顺次可拆卸连接的三级发动机、二级发动机和一级发动机。本发明结构简单，可靠性高，安全性好，响应快以及成本低。
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公开(公告)号：CN110532709A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910825763.2
申请日：2019-08-30
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置，所述方法包括：获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案；确定设计变量和系统参数；根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；进行内弹道计算，得到内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。这样设计能快速的得到固液动力火箭发动机的规模，为设计人员进行下一步优化提供基础。方法步骤清晰，计算简便，对提高固液动力火箭发动机的设计效率和可靠性有重要的意义。
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公开(公告)号：CN108657465A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810444566.1
申请日：2018-05-10
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，涉及航空航天设备技术领域。该垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机包括机身、机翼和轮式起落架；机翼设置于机身中后段的两侧；机身的前端内腔设置设备载荷舱，后端内腔设置动力推进舱；轮式起落架设置于机身的下部。本发明的亚轨道飞机，解决了传统飞行器起飞需要载具的不足，提供了一种可以进行垂直起飞、水平降落、机动灵活、方便回收的亚轨道飞机，能够用于将5kg有效载荷运送至60km高度或者实现其他技术目的。大大简化了飞机对于起飞条件的限制，可在狭小空间完成起飞任务，并且能够在普通的机场跑道上进行降落回收，减少了地面人员寻找飞行器的难度，实现了飞行器的重复使用。
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公开(公告)号：CN113761659B
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202111058536.5
申请日：2021-09-09
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F111/06
摘要： 本发明提供了一种类固液动力航天运载器嵌套式多属性评估决策方法及装置，首先建立类固液动力航天运载器的全属性连续模型；并基于预设的设计变量、约束条件、优化目标以及全属性连续模型，采用预设的优化算法得到多个备选方案，以及理想方案；然后确定备选方案与理想方案的贴近度；继续执行采用预设的优化算法得到设定数量的备选方案，直至贴近度满足收敛条件；最后基于备选方案的贴近度，从多个备选方案中确定最优方案。本发明提高了对航天运载器的设计方案评估决策的全面性。
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公开(公告)号：CN114542329B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202210193715.8
申请日：2022-03-01
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本申请提供了一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法，涉及航天技术领域，具体为：通过外循环和内循环，迭代得到发动机点火热试验的最佳比冲效率和最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比；根据最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，计算得到每个采样时刻的燃速和氧化剂流率；采用最小二乘法，对所有采样时刻的燃速和氧化剂流率进行拟合，得到燃速和氧化剂流率的对应关系。本申请提高了发动机点火热试验的实时瞬态燃速表征精度，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN114909232A
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202210527999.X
申请日：2022-05-16
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 一种固体‑固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，涉及航空航天技术领域。该固体‑固液组合火箭发动机包括发动机壳体和尾喷管；所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。该固体‑固液组合火箭发动机工作方法适用于固体‑固液组合火箭发动机。该飞行器包括固体‑固液组合火箭发动机。本发明的目的在于提供一种固体‑固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，以在一定程度上解决现有技术中存在的两级动力系统结构复杂、质量占比较大的技术问题。
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公开(公告)号：CN110979746A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911311881.8
申请日：2019-12-18
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 一种火箭三级固液主动力与姿控一体化系统及其方法，涉及航空航天技术领域。该火箭三级固液主动力与姿控一体化系统，包括气瓶、气路截止阀、氧化剂贮箱、主动力系统和姿控动力系统；所述气瓶与所述氧化剂贮箱通过所述气路截止阀连通；所述主动力系统和所述姿控动力系统分别与所述氧化剂贮箱连通；所述主动力系统包括固体燃料。该火箭三级固液主动力与姿控一体化方法适用于火箭三级固液主动力与姿控一体化系统。本发明的目的在于提供一种火箭三级固液主动力与姿控一体化系统及其方法，以在一定程度上解决现有技术中存在的采用固体火箭发动机作为主动力发动机和采用液体火箭发动机作为姿控发动机而增加动力系统的总体复杂度和结构质量的技术问题。
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公开(公告)号：CN110532710A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910825764.7
申请日：2019-08-30
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明提供了一种固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置，包括获取任务目标，根据所述任务目标，确定设计方案；根据所述设计方案，确定设计变量和系统参数；根据所述设计方案和设计变量和系统参数，推导设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系；获取设计变量的数值，根据设计变量与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机结构参数化结果。这样设计将固液火箭发动机结构设计流程化，给设计人员一直观的设计方法；优化了固液火箭发动机结构设计的步骤，减少了计算量，提高了设计人员的设计效率；将整个设计过程参数化建模，减少了计算时间，为之后不同条件的重复设计提供了计算程序。
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