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公开(公告)号：CN119623041A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411683652.X
申请日：2024-11-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开一种适用于GTO长窗口任务的火箭风修正滚动评估方法，首先是针对发射日的每一个决策点，进行准实时风修正弹道设计与评估，随后进行本次放行判断。如果满足本次放行条件，则可直接进入发射流程；如果不满足本次放行条件，则进行是否允许推迟一定时长t发射的判断，如果不允许推迟，则建议发射中止；如果允许推迟时长t发射，则此时进入推迟时长t发射流程，随后进入下一个决策点，以此类推。本发明能够使得现有准实时风修正弹道设计技术能够更好的应用于此类任务，尽最大能力提升火箭在发射日中对复杂天气情况的适应性，提升火箭的放行概率和飞行安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119475570A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512729.7
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/18 , G06F111/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭入轨精度鉴定方法，包括：产生各入轨参数偏差的补充样本；分别对每一入轨参数偏差的补充样本与飞行样本进行相容性检验和正态性检验，将通过相容性检验和正态性检验的补充样本和飞行样本作为综合样本；基于综合样本，采用置信区间估计法得到各入轨参数偏差的精度区间；基于综合样本，计算各入轨参数偏差之间的协方差矩阵；根据各入轨参数偏差之间的协方差矩阵得到各入轨参数偏差之间的相关性；基于各入轨参数偏差的精度区间和各入轨参数偏差之间的相关性完成运载火箭入轨精度鉴定。本发明为小子样情况下合理评估和优化运载火箭整体性能、科学决策后续任务方案提供了重要依据，具有十分重要的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN119509272A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411627747.X
申请日：2024-11-14
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 徐利杰 , 张远东 , 程堂明 , 范瑞祥 , 王子瑜 , 王阿萍 , 韩雪颖 , 殷笑尘 , 颜国清 , 岳梦云 , 徐洋 , 张宏德 , 李奇 , 张博戎 , 李杨 , 胥新宇 , 周昊 , 司群英 , 魏远明
Abstract: 本发明提供一种末级飞行段智能关机方法，综合考虑技术创新性和工程可行性，提出了一种基于箭上利用系统、控制系统协同工作的运载火箭末级智能关机技术及架构，电气系统均为当前已有箭上产品，无需进行新箭上产品的配套。本发明通过明确系统工作过程，制定系统工作时序，设计系统间数据传递时刻、过根过节标志字、制定判断时机及判据等可靠性保障方法，保证了末级剩余推进剂质量判断的可靠性，实现根据末级推进剂剩余量抬升轨道高度，减少卫星变轨带来的推进剂消耗量，提高卫星在轨寿命。
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公开(公告)号：CN117648806A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311558651.8
申请日：2023-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明针对大规模、任意维多星发射难题，本发明提供一种多星发射远场仿真分析及优化方法，包括：S1：将每个分离体按照影响远场距离的要素进行描述，所述影响远场距离的要素包括分离时序、分离姿态、分离质量、分离速度大小和方向；S2：建立分离体参数数据库，并进行分离体参数初始化；S3：建立远场关系遍历机制；S4：在标准条件下进行多星远场分析；S5：在偏差条件下进行多星远场分析。
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公开(公告)号：CN119598896A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411642035.5
申请日：2024-11-18
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张晚晴 , 张志国 , 何巍 , 王传魁 , 周敬 , 张普卓 , 程兴 , 马英 , 张博戎 , 魏威 , 孟庆尧 , 刁尹 , 李杨 , 苗新元 , 李静琳 , 朱冬阁 , 周天帅 , 韩雪颖 , 汤亮 , 王建明 , 王俊峰 , 沈安
IPC: G06F30/28 , G06F8/71 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种弹道设计复杂流程高度抽象及复杂模型分层解耦方法，属于飞行器轨道设计领域；设定最小积分单元，根据最小积分单元选取运载火箭的核心建模对象；建立运载火箭发动机的推力方程；计算发动机推力方程中的小偏差推力；根据小偏差推力建立推进剂流量偏差方程；计算发动机控制力Fpk和控制力矩Mck；合成箭体系等效三通道气动力和气动力矩；确定气动建模工具；生成需要的气动模型；对弹道段及飞行时序抽象化建模；进行多段式弹道的复杂程序角抽象化建模；本发明实现将复杂的流程高度抽象，将复杂的技术细化分解，据此形成通用性强、适应范围广的弹道设计与优化方法。
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公开(公告)号：CN119475569A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512727.8
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , F42B15/00 , F42B15/01 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种基于校准试车参数的运载火箭弹道安全余量设计方法，包括：估算集束捆绑级的最大安全余量x01；在[0，x01]区间内进行等间距取值，得到一组集束捆绑级的安全余量值；获取各集束捆绑级安全余量值所对应的基准弹道，基于基准弹道进行打靶仿真，确定集束捆绑级安全余量值的最优值；估算二级的最大安全余量x02；在[0，x02]区间内进行等间距取值，得到一组二级的安全余量值；基于步骤S3所得集束捆绑级安全余量值的最优值，获取各二级安全余量值所对应的基准弹道，基于基准弹道进行打靶仿真，确定二级安全余量值的最优值，进而得到三级安全余量值的最优值。本发明能够实现集束式运载火箭各级安全余量的最优分配，使得运载能力的最大化。
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