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公开(公告)号：CN107748808A
公开(公告)日：2018-03-02
申请号：CN201710829236.X
申请日：2017-09-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院 , 中国航天标准化研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F2217/06 , G06F2217/08
Abstract: 基于区间约束的可靠性指标分配优化方法、系统及介质，包括(1)将系统可靠性预计指标与设计指标比较确定是否优化；(2)确定可靠性指标分配优化变量集及优化目标；(3)确定各分系统指标优化区间；(4)根据影响因素参数确定权值；(5)根据权值，进行指标优化；(6)确定优化后满足系统可靠性设计指标，结束优化。本发明方法根据各系统复杂程度、技术成熟度、重要程度、环境条件、任务时间等因素，更加准确地进行可靠性指标权衡优化，综合反映各系统分配过程中各种影响因素对可靠性指标的影响，使得可靠性指标分配依据充分、结果更加准确，能够为型号可靠性分析设计提供支持和决策。
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公开(公告)号：CN104850056B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201410601351.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。
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公开(公告)号：CN104200016B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201410412635.2
申请日：2014-08-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，采用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型，采用有限元模型组装方法建立全飞行器有限元模型，预示飞行器主要模态特性；并采用步进正弦扫描法开展模态试验进行验证，针对多舵面飞行器模态试验时，由于舵面机构连接间存在间隙，影响模态稳定性问题，本发明采用了一种舵面加载方法，克服舵面机械间隙，消除了模态频率、模态共振的不稳定性。本发明有效验证了模态预示方法的科学性，同时采用的舵面逐步加载方法有效克服模态的不稳定性。
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公开(公告)号：CN104198850B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201410429579.3
申请日：2014-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种发火试验中火工品并联式旁路测试方法，针对运载火箭和航天器中火工品使用可靠性高、测试复杂、测试精度高等特点，在火工品供电电路设计时，通过火工品供电回路中并联旁路电缆实现发火试验中火工品的测试。本发明在不破坏火工品线路真实状态下，实现对火工品的起爆时间和起爆时电压脉宽、火工品的起爆电流、火工品的起爆电压纹波的精确测量，从而提高了测试的可靠度和测试精度，简化了发火试验中火工品测试操作难度，降低了测试成本。
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公开(公告)号：CN104648690B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201410682605.3
申请日：2014-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104648690A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201410682605.3
申请日：2014-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
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公开(公告)号：CN104260889A
公开(公告)日：2015-01-07
申请号：CN201410438725.9
申请日：2014-08-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种直升机低速投放飞行器的挂架及飞行器姿态控制方法，挂架包括：主钢索，挂架钢索，阻尼板，挂架主结构，稳定伞，压紧组件和分离释放组件；主钢索一端连接直升机，另一端通过挂架钢索连接挂架主结构；阻尼板用于减小挂架左右摆动；稳定伞用于消除挂架前后摆动和绕主钢索转动；压紧组件包括压紧开关和可调压脚，用于分离信号检测；飞行器通过分离释放组件挂在挂架主结构下方。姿态控制方法步骤为：飞行器基于压紧开关组成的可靠分离信号检测电路进行分离信号检测；分离前飞行器纵向和航向通道开环控制，横向通道滚转角闭环控制；分离后飞行器纵向通道俯仰角和法向加速度闭环控制，横向通道滚转角闭环控制，航向通道侧向加速度闭环控制。
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公开(公告)号：CN103593515A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310526789.X
申请日：2013-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种飞行器挂架载荷设计方法（1）确定挂架典型载荷工况，计算各工况下飞行器的气动载荷，以及根据直升机的飞行特性获取各工况下飞行器的惯性载荷；（2）计算稳定装置及其连接部件的使用载荷；（3）建立挂架整体有限元分析模型，计算挂架各组成部分的使用载荷；（4）计算防摆止动器和吊耳的使用载荷；（5）分别取步骤（3）、（4）中防摆止动器和吊耳的较大使用载荷作为防摆止动器和吊耳的使用载荷；（6）将上步确定的防摆止动器使用载荷的0.1-0.3倍作为防摆止动器的预载荷；该预载荷与防摆止动器使用载荷之和作为防摆止动器的总载荷；（7）将确定吊耳使用载荷中的拉力作为爆炸螺栓的使用载荷，剩余载荷作为吊耳盒的使用载荷。
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公开(公告)号：CN112380729B
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202011378861.5
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种基于伞降减速的飞船返回轨道设计方法，采用本申请实施例中的飞船返回轨道设计方法，首先以美国波音公司星际飞船为研究示例，简化了飞船返回飞行程序；然后，考虑两种主要摄动因素及减速伞二次充气过程，分段建立了飞船返回飞行力学模型；最后，设计算例，通过数学仿真验证了飞船返回轨道设计方法的有效性。
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公开(公告)号：CN114229036A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111387507.3
申请日：2021-11-22
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种低温推进剂在轨预冷和加注系统及加注方法，通过设计专用的在轨预冷和加注系统，实现两个贮箱之间低温推进剂在轨预冷及加注传输；该系统包括推进剂加注贮箱、加热器、液体捕获装置、引流装置、被动热力学排气系统和加注回路；液体捕获装置和引流装置用于在轨加注时的全液供给，贮箱通过被动热力学排气系统实现压力控制、对贮箱进行预冷；在轨加注传输需在两相之间建立传输压差，采用加热气化加注贮箱内低温推进剂，提高加注贮箱压力，从而在加注贮箱、受注贮箱之间建立传输压差，实现在轨加注。
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