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公开(公告)号：CN118607271A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410280565.3
申请日：2024-03-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭子结构模态偏差与全箭模态偏差传递评估方法，属于航天运输系统技术领域。该方法对火箭全箭进行有限元建模，并划分子结构，对子结构和全箭模态开展仿真分析；对子结构开展模态试验，获取子结构模态参数，与子结构仿真分析结果对比得到子结构模态参数偏差；采用基于混合界面的模态综合方法，将全箭分为带偏差子结构和不带偏差子结构，在偏差区间内选取大量点进行模态综合计算，得到全箭模态的结果；将基于带偏差子结构的全箭模态综合计算结果，与无偏差下的全箭模态仿真分析结果进行对比，统计得到全箭模态偏差。本发明根据火箭子结构模态偏差计算得到全箭模态偏差，应用于采用子结构模态试验的火箭全箭模态偏差计算。
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公开(公告)号：CN118153190A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410222247.1
申请日：2024-02-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/02
Abstract: 一种卫星横向基频约束确定方法，属于航天系统技术领域，包括：对标星箭接口控制文件，根据星箭界面横向动载荷约束、横向力学环境约束、箭体飞行姿态稳定性约束及星罩动间隙约束分别提出对卫星横向基频的设计要求；根据全部卫星横向基频的设计要求得到卫星横向基频约束。本发明在综合考虑星箭界面横向动载荷、横向振动环境、星罩安全间隙和姿态稳定性约束的基础之上可实现卫星横向基频的合理设计，从而确保总体方案最优化。
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公开(公告)号：CN118153189A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410222245.2
申请日：2024-02-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , F42B15/00 , G06F111/04 , G06F119/02
Abstract: 一种卫星纵向基频约束确定方法、系统及介质，属于航天系统技术领域，包括：对标星箭接口控制文件，根据星箭界面纵向动载荷约束、纵向力学环境约束及箭体飞行POGO稳定性约束分别提出对卫星纵向基频的设计要求；根据全部卫星纵向基频的设计要求得到卫星纵向基频约束。本发明在综合考虑星箭界面纵向动载荷、纵向振动环境和POGO稳定性约束的基础之上可实现卫星纵向基频的合理设计，从而确保总体方案最优化。
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公开(公告)号：CN109491266B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
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公开(公告)号：CN109491266A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105468822B
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201510784511.1
申请日：2015-11-16
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: 本发明涉及一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，属于火箭强度设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹的助推分离阶段冲击载荷的确定方法。本发明的方法分两次建立火箭有限元模型，用以分析助推分离前后构型的变化，第一次的助推分离前有限元模型用以提取捆绑连接部段载荷，第二次的助推分离后有限元模型用以确定冲击载荷；本发明的方法通过对助推分离前的有限元模型分析，得到捆绑连接部段载荷包含了由发动机推力引起的载荷动态项，与传统使用的阶跃信号相比较更加真实；本发明的方法通过对第一次得到的捆绑连接载荷进行分离后的置零，模拟助推分离后的捆绑载荷值，使第二次的模型与外力均与实际状态符合。
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公开(公告)号：CN118790515A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410860321.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/52 , B64G1/66 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G16C60/00 , G10K11/168 , G01N29/11 , G06F119/10 , G06F111/04
Abstract: 一种整流罩蜂窝夹层隔声结构及其设计方法，属于航天运输系统技术领域。本发明的设计方法通过在整流罩蜂窝夹层中添加玻璃纤维、毛毡或三聚氰胺等吸声材料，声波在传递路径由于引入的吸声材料一方面由于声阻抗的变化发生反射，另一方面声波穿透吸声材料过程中声波能量会发生衰减，因此该方法可实现蜂窝夹层整流罩具备隔吸一体化功能，提升蜂窝夹层整流罩整体的隔声性能。本发明的整流罩蜂窝夹层隔声结构包括作为整流罩外壳的蜂窝夹层面板；所述蜂窝夹层面板包括两层金属板和蜂窝夹层，所述蜂窝夹层位于两层金属板之间，实现蜂窝夹层整流罩具备隔吸一体化功能，提升蜂窝夹层整流罩整体的隔声性能，同时避免了整流罩内包络缩小、多余物产生的问题发生。
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公开(公告)号：CN113378292B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202110524490.5
申请日：2021-05-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。本发明将舱段试验与仿真计算结果的偏差和局部安装位置的偏差二者叠加，即可作为振型斜率标准值的偏差，以百分比形式给出。采用舱段试验的方法，进行惯性器件对安装位置的优选，无需通过全箭模态试验进行惯性器件选位。
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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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