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公开(公告)号：CN116432302A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310162734.9
申请日：2023-02-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种基于蓄压器非线性特性的Pogo时域仿真方法，基于建立的Pogo系统状态空间模型，获取系统状态矩阵A和E，求解系统广义特征值Λ和广义特征向量Φ，并构造转换矩阵T；确定状态矩阵AT与状态矩阵ET的广义特征值Λt和广义特征向量Φt，并构造转换矩阵Tt；根据转换矩阵T确定新空间下的Pogo状态方程；通过新空间的Pogo状态方程对外界干扰项进行修正，获取考虑蓄压器非线性的时域仿真模型，通过数值算法求解，可获取火箭结构特征点处的加速度，泵入口处的脉动压力等随飞行时间的收敛或发散情况，预测整个飞行过程中Pogo振动稳定性情况及Pogo振动的量级及持续时间，进而评估蓄压器对Pogo振动的抑制效果。
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公开(公告)号：CN115728030A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211516878.1
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置，包括：建立箭体三维坐标系；基于箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；根据压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。从而能够解决卫星整流罩分离对压力测点位置的约束影响，通过解算算法冗余设计和温度补偿设计，提高运载火箭主动段飞行攻角测量的精度和稳定性。
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公开(公告)号：CN113281001B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202110408075.3
申请日：2021-04-15
Applicant: 南京航空航天大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法，涉及嵌入式大气数据测量技术领域，该算法通过线性插值提供了一种将离散的风洞校准数据扩展为连续的数据的方法；以马赫数为判别依据，通过残差收敛的方法提供了一种提高大气参数解算精度的方式。该算法流程简洁有效，计算效率高，解算结果精度较高，适用于低功耗的机载集成式大气数据模块。
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公开(公告)号：CN113443171A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110735985.2
申请日：2021-06-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种采用内舱的双星串联发射构型，包括如下部件：卫星整流罩、第一包带、第一卫星适配器、第一支撑舱、内舱A、内舱B、内舱C、第二包带、第二卫星适配器、第二支撑舱、内舱D、内舱E、二级仪器舱。设置于内舱B和内舱C的舱体分离弹簧装置；卫星整流罩与所述二级仪器舱和内舱E通过爆炸螺栓轴向连接，两个半罩通过线性连接解锁装置纵向连接，通过弹簧实现旋转分离。卫星整流罩筒段直径4.2m，采用冯卡门曲线前锥段，前锥段和筒段均采用全透波复合材料，倒锥段采用金属材料，靶场采用垂直推装合罩方式。
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公开(公告)号：CN112558480A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011455603.2
申请日：2020-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明的液体运载Pogo主动抑制的自适应控制方法，包括以下步骤：基于建立的Pogo系统状态空间模型，采用一种解决Pogo模型奇异性问题的方法，通过特征值分析得到新状态空间下的非奇异降阶模型；采用模型参考自适应控制理论导出新状态空间下的自适应控制律；通过特征变换得到原状态空间的自适应控制律。本发明采用自适应控制理论提出一种Pogo主动抑制的自适应控制设计方法，可以更好的适应大型液体火箭空间分布模态、有效频率范围宽的要求，对模型参数变化具有更好的适应性和鲁棒性，增强Pogo主动抑制性能，从而为大型液体运载火箭的Pogo抑制提供新的方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112329139A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011181762.8
申请日：2020-10-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种运载火箭一维分布载荷细化重构方法，涉及运载火箭载荷计算，将运载火箭一维分布的原始载荷分配至细化后的重构载荷坐标点上，利用预设权重计算重构载荷力，并通过验证保证了载荷合力和合力矩的等效，解决了因重构载荷点与原始载荷点重合或较为接近时计算误差过大的问题，鲁棒性好，适合工程应用。
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公开(公告)号：CN116305973A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310293734.2
申请日：2023-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，涉及运载火箭气动线载荷分布(法向力系数沿轴向分布密度)计算及修正，基于运载火箭气动流场数值仿真结果，通过对箭体表面单元压力和剪切应力沿箭体轴向进行分段积分的方法，计算得到气动线载荷分布，并通过设置目标法向力系数和目标压心位置对气动线载荷分布进行修正，解决了工程计算方法误差较大的问题，相比于传统方法需要根据设计师个人经验或者试验数据对运载火箭各部段的气动力进行分配，本发明基于CFD数值仿真结果，减少对工程师个人经验的依赖，计算效率高，鲁棒性好。
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公开(公告)号：CN113443171B
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202110735985.2
申请日：2021-06-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种采用内舱的双星串联发射构型，包括如下部件：卫星整流罩、第一包带、第一卫星适配器、第一支撑舱、内舱A、内舱B、内舱C、第二包带、第二卫星适配器、第二支撑舱、内舱D、内舱E、二级仪器舱。设置于内舱B和内舱C的舱体分离弹簧装置；卫星整流罩与所述二级仪器舱和内舱E通过爆炸螺栓轴向连接，两个半罩通过线性连接解锁装置纵向连接，通过弹簧实现旋转分离。卫星整流罩筒段直径4.2m，采用冯卡门曲线前锥段，前锥段和筒段均采用全透波复合材料，倒锥段采用金属材料，靶场采用垂直推装合罩方式。
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公开(公告)号：CN113281001A
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN202110408075.3
申请日：2021-04-15
Applicant: 南京航空航天大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法，涉及嵌入式大气数据测量技术领域，该算法通过线性插值提供了一种将离散的风洞校准数据扩展为连续的数据的方法；以马赫数为判别依据，通过残差收敛的方法提供了一种提高大气参数解算精度的方式。该算法流程简洁有效，计算效率高，解算结果精度较高，适用于低功耗的机载集成式大气数据模块。
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公开(公告)号：CN104534014B
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201410632856.0
申请日：2014-11-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16F15/04
Abstract: 本发明提供一种具有减振性能的剪切式阻尼管及减振适配器。剪切式阻尼管包括铝合金接头、碳纤维管、阻尼胶层、铝合金套管、钢制弹簧管，所述碳纤维管的上段与所述铝合金接头粘接连接，所述碳纤维管的下段外侧通过所述阻尼胶层与所述铝合金套管的内侧连接，所述碳纤维管的下段内侧与所述钢制弹簧管的外侧粘接连接，所述铝合金套管与所述钢制弹簧管连接。与现有技术相比，由本发明的具有减振性能的剪切式阻尼管制成的减振适配器，在用于连接运载火箭与卫星时既具有良好的减振性能，能够抑制运载火箭主动飞行段卫星有效载荷的低频振动，又有较好的刚度，能改善卫星有效载荷在火箭主动飞行段的力学环境。
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