-
公开(公告)号：CN107092725A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710188869.7
申请日：2017-03-27
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: 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法，首先为为运载器建立六自由度动力学模型，然后进行闭环仿真，获得动力学参数，建立运载器分布载荷剪力计算模型、弯矩计算模型、轴力计算模型，分别计算运载器每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力。然后复核运载器载荷满足情况，若满足则设计结束，若不满足则优化闭环仿真输入，重新获得动力学参数，计算每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力，直到运载器载荷满足要求。本发明能够真实反映火箭在飞行过程中的运载器各个部段所受的载荷，对复核载荷设计的完备性和设计余量具有重大意义。
-
公开(公告)号：CN106021628A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201510389150.0
申请日：2015-07-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出了一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。本发明还提出了运载火箭助推级和运载火箭垂直返回弹道设计方法。本发明提出的垂直返回弹道设计方法操作简单，易于工程实现，所得的各子飞行段的轨迹指标满足热流峰值、动压、飞行过载及终端位置等约束要求。
-
公开(公告)号：CN104596361B
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201410559886.3
申请日：2014-10-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种运载火箭子级回收方法，(1)设计安装在一子级级间段上下半段之间安装平台，平台上安装稳定伞、减速伞和主伞；在运载火箭一子级级间段舱体下部以及一子级后过渡段舱体下部分别安装一个缓冲气囊；(2)当一子级降落至开伞高度时，水平弹射两具稳定伞；一子级姿态在稳定伞是作用下竖直稳定，脱离稳定伞，稳定伞拉出两具减速伞，减速伞充气并对一子级进行减速；一子级级间段上半段与下半段分离；分离的同时拉出三具主伞，主伞拉直后，减速伞携带级间段上半段与主伞脱离；一子级在主伞作用下达到稳降速度；在达到稳降速度后，垂挂吊索从一子级侧壁拉出将一子级由垂直吊挂转换成水平吊挂；(3)一子级着陆前打开缓冲气囊，完成回收。
-
公开(公告)号：CN106005477B
公开(公告)日：2018-07-17
申请号：CN201510527267.0
申请日：2015-08-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种地球天梯系统，它包括：绳索(1)、天顶锚(2)和地面锚站(3)，其中，绳索(1)的两端通过绳索约束体分别固定在天顶锚(2)、地面锚站(3)上，所述天梯系统通过绳索(1)上的攀爬器实现有效载荷的运送；更进一步，该天梯系统还包括位于GEO轨道上的GEO点平台(4)，GEO点平台(4)通过附着机构固定在绳索(1)上。另外，该发明还提供了一种上述地球天梯系统的建造方法。本发明天梯系统采用碳纳米管材料作为天梯绳索材料，其可使天梯系统整体规模下降，建造难度降低；其利用攀爬器运输有效载荷沿绳索攀爬进入空间，且其能源来源主要为太阳能、激光能和核能，可有效节约能源、降低成本。
-
公开(公告)号：CN106354901A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610663882.9
申请日：2016-08-12
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: 本发明涉及一种运载火箭质量特性及动力学关键参数在线辨识方法，该方法基于六自由度飞行动力学方程和未知参数动态方程，通过构造增广状态方程实现对状态和参数的同时估计，从而可同时获得需要辨识的参数向量及状态向量，这种方法最大的优势在于可以根据输出量对未知参数进行估计，在系统发生变化时，可以准确获得质量特性及动力学关键参数的估计结果，可为运载火箭控制参数在线优化调整奠定关键的技术基础；同时该辨识方法可以实现在线状态和参数同时估计，对降低火箭系统偏差设计的保守性和提高火箭对故障状态的适应性具有重大意义，可为未来火箭设计提供有益的参考。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103593519B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201310533499.8
申请日：2013-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于试验设计的运载火箭总体参数优化方法。传统的总体参数优化方法，往往需要总体设计专业、弹道设计专业经过多轮次的迭代才能得到，计算工作量大；多学科优化方法难于集成复杂模型，采用简化模型则会使结果失真。本发明通过试验设计，通过少数几次总体与弹道运算，得出运载能力与总体参数设计变量的拟合关系式，进而获取不同参数对运载能力的影响程度，既保证了计算结果的准确性，又提高了设计效率。同时本发明拟合得出的运载能力与火箭总体参数之间的解析关系式，既有利于总体参数的优化，也方便直观得出总体参数对运载能力的影响程度，有助于设计者提出改善性能指标的途径，进而更合理、有效地设置设计变量。
-
公开(公告)号：CN104898635A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201410584786.6
申请日：2014-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B23/02
CPC classification number: G05B23/0289
Abstract: 一种大推力液体火箭故障重构控制方法，研究了大推力液体火箭在助推上升段飞行时的故障重构策略和重构控制技术，首先通过将火箭可能发生的故障由组到台再到故障类型的逻辑进行分类，构建了专家系统的知识库，推导得到实现故障重构需要满足的基本条件方程组；然后获取发动机正常工作时的摆角偏量，并针对每种不同的故障情况，检测发动机发生故障时的摆角偏量，最后使用故障重构需要满足的基本条件方程组计算每种不同的故障情况下故障重构控制律的具体形式。本发明方法提高了火箭抗故障能力，在促进大推力液体火箭的研制方面具有重要意义。
-
公开(公告)号：CN109489690B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201811409422.9
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张普卓 , 陈彬 , 刘建忠 , 李聃 , 胡炜 , 张亦朴 , 余光学 , 程兴 , 陈宇 , 杨云飞 , 赵永志 , 邓舞燕 , 刘洋 , 徐倩 , 张涛 , 李凰立 , 何兆伟 , 魏远明 , 徐庆红 , 张博俊 , 朱平平 , 黄亮 , 陈思思
Abstract: 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法，(1)根据优化后的三子样等效旋转矢量法，建立高动态姿态解算方程；(2)根据步骤(1)建立的高动态姿态解算方程，建立助推返回段的速度位置导航解算模型；(3)建立MEMS惯性器件的误差模型，根据步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型和助推再入实测数据，对MEMS惯性器件的误差进行辨识，得到修正后的MEMS惯性器件输出结果；(4)将步骤(3)修正后的MEMS惯性器件输出结果代入步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型，实现助推再入过程的导航定位解算。该算法具有解算精度高、计算周期短、适应大姿态机动等优点，可为助推器再入段提供准确的导航位置信息。
-
公开(公告)号：CN103593519A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310533499.8
申请日：2013-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于试验设计的运载火箭总体参数优化方法。传统的总体参数优化方法，往往需要总体设计专业、弹道设计专业经过多轮次的迭代才能得到，计算工作量大；多学科优化方法难于集成复杂模型，采用简化模型则会使结果失真。本发明通过试验设计，通过少数几次总体与弹道运算，得出运载能力与总体参数设计变量的拟合关系式，进而获取不同参数对运载能力的影响程度，既保证了计算结果的准确性，又提高了设计效率。同时本发明拟合得出的运载能力与火箭总体参数之间的解析关系式，既有利于总体参数的优化，也方便直观得出总体参数对运载能力的影响程度，有助于设计者提出改善性能指标的途径，进而更合理、有效地设置设计变量。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
18
records
(took 0.026 seconds)
