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公开(公告)号：CN113446130B
公开(公告)日：2022-08-26
申请号：CN202110655104.6
申请日：2021-06-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法，在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后，进行机动离轨；机动离轨结束后，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压，辅助动力系统持续工作，对末级进行姿态控制，消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作，对末级电气设备进行供电，消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理，确保末级火箭在轨不解体，并与卫星运行轨道有足够的安全距离，箭上不需新增阀门和管路。
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公开(公告)号：CN111994311A
公开(公告)日：2020-11-27
申请号：CN202010825947.1
申请日：2020-08-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G5/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭推进剂加注对接系统，包括基座，固连于安装结构上；至少两个加注管道，所述加注管道两端端口的轴线不重合，所有所述加注管道依次连通，且相邻所述加注管道的相邻端口之间旋转密封连接，首端的所述加注管道设于所述基座且与加注介质输出管路连通；对接组件，设于末端的所述加注管道，所述对接组件用于与加注口对接，以使末端的所述加注管道与所述加注口连通；若干旋转组件，设于相邻所述加注管道之间，用于驱动相邻所述加注管道之间相对旋转，以使所述对接组件移动至所述加注口以实现对接连通。该系统可实现自动加注对接，且结构更加简单、操作简便。
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公开(公告)号：CN116305973B
公开(公告)日：2025-05-02
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：CN116467902A
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310278121.1
申请日：2023-03-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06T17/20 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种考虑晃动效应的液体运载火箭横向振动分析方法，其特征在于，贮箱内液体具有晃动效应，包括步骤1：建立全箭横向振动分析的有限元模型；步骤2：采集运载火箭各贮箱结构尺寸和贮箱内液体参数；步骤3：将贮箱内一阶晃动液体等效为横向弹簧振子模型；步骤4：重新计算液位高度；步骤5：建立贮箱内晃动液体的质量单元；步骤6：建立贮箱内晃动液体质量单元的弹簧连接节点；步骤7：将参考节点与弹簧连接节点通过弹簧单元连接；步骤8：采用虚质量法模拟贮箱内其余液体；步骤9：重复；步骤10：提交有限元分析软件完成解算。本发明可有效模拟贮箱内液体晃动效应对全箭横向振动特性的影响，便于获取更加准确的全箭横向振动特性。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116151027A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310349160.6
申请日：2023-03-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置，选定火箭基准点，在所述基准点设置基准加速度计和基准陀螺；选定斜率待测点，在所述待测点设置陀螺仪；选定试验模态阶次，对火箭箭体施加所述模态阶次定频正弦力激振，激振频率等同于该阶次模态频率；根据所述准加速度计、所述基准陀螺、所述待测点陀螺仪的测量值，计算基准点位移幅值为u，待测点角位移幅值为θ，基准点角速率相位为φ1，待测点角速率相位为φ2；确定全箭模态横向振动斜率根据待测陀螺和基准陀螺角速率的相位差Δφ＝φ2‑φ1，判断横向振动斜率值的正负符号,Δφ＜900则符号为负，Δφ≥900则符号为正。本发明可应用于捆绑火箭的动力学分析和俯仰、偏航、滚转多通道姿控设计。
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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：CN115230989A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202211010187.4
申请日：2022-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种堆叠式一箭多星发射系统，包括整流罩和设于整流罩内的堆叠组合体。堆叠组合体包括多层卫星组、多个支承柱、底部支承结构和多个压紧解锁部。每层卫星组包括多颗绕运载火箭末子级中轴线对称布置的卫星。支承柱包括多个沿中轴线方向堆叠的支承组件，支承组件包括分别连接在同一层卫星组中两颗相邻卫星的相邻表面上的第一支承和第二支承，第一支承和第二支承依次堆叠形成一个支承柱。底部支承结构设于多层卫星组的底部，分别与所有底部第二支承连接，且底部支承结构与整流罩连接。压紧解锁部包括拉紧杆、压紧件和解锁件，三者相互配合用于压紧对应支承柱中的所有支承组件，以使它们形成支承柱。
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公开(公告)号：CN113543139B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202110785780.5
申请日：2021-07-12
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种基于可信度的无线传感器网络分布式安全控制方法，涉及无线通信技术领域。解决了现有网络安全控制方法存在不能实现复杂网络攻击下系统的安全控制，普适性差的问题。本发明在理想状态下，建立无线传感器网络中各传感器节点模型，利用所述节点模型设计分布式控制器；利用所述分布式控制器，求解所述分布式控制器增益；利用分布式控制器增益对接收的毗连无线传感器节点的数据进行可信度评价，并计算所述可信度的权重；利用所述可信度的权重，建立自适应隔离机制，利用自适应隔离机制更新传感器节点状态；实现安全控制策略更新。本发明适用于无线传感器网络安全控制。
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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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