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公开(公告)号：CN119354544A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411137282.X
申请日：2024-08-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G01M15/00 , G06N3/0442 , G06N3/0464
Abstract: 本发明提供了一种适用于大风区的运载火箭发动机故障诊断方法，包括：根据运载火箭的飞行状态，采用深度神经网络对其受到的高空风进行估计；根据估计的高空风信息，采用深度神经网络对火箭故障诊断时刻受到的高空风进行预报；根据预报的高空风信息，估计高空风影响下运载火箭的飞行状态量变化；将高空风影响下运载火箭的飞行状态量变化作为补偿值，得到不含高空风影响的飞行状态变化；将不含高空风影响的飞行状态变化作为诊断因素，采用深度神经网络进行发动机故障诊断。本发明对高空风影响下运载火箭飞行状态偏差进行估计，解决了现有技术中难以估计高空风对火箭飞行的影响、故障诊断系统中难以考虑高空风作用的问题。
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公开(公告)号：CN115265292A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211146730.3
申请日：2022-09-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 赵永志 , 宋征宇 , 肖耘 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 袁赫 , 刘银 , 李静琳 , 张普卓 , 杜昊昱 , 余光学 , 朱海洋 , 王紫扬 , 邓舞燕 , 袁晗 , 张荣升
IPC: F42B15/00 , F42B15/01 , G06F17/16 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，包括获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；计算时间时刻的发射数据、高空风数据以及发射系到箭体系的转换矩阵，地心系到发射系的转换矩阵，当地水平系到地心系的转换矩阵；计算时刻的单位风矢量在发射系的投影；计算时间序列对应的滚动程序角理论值序列；对滚动程序角理论值序列进行数值拟合得到工程化的滚动程序角装订值序列；计算滚动程序角装订值序列的一阶差分得到滚动程序角速率序列；将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上；具有实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的目的，适用于运载火箭领域。
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公开(公告)号：CN119850110A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411708568.9
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/10 , G06Q10/0631 , G06Q50/26
Abstract: 本发明公开了一种基于手持终端的运载火箭测发流程精细化信息管控系统，包括决策区、设计管控区和测发执行区。从将文件转化为数据信息传递角度出发，采用新的流程管控设计方法和理念，开展运载火箭发射场流程信息管控设计，通过模块化方法按照发射场流程运行模式，建立不同专业系统的分层管控架构，构建精细化管控中信息传递管理模式，实现流程管控中统一化管理和模板化流程方案设计，将上述设计方案落实到手持终端中。各级之间通过手持终端完成流程设计工作和结果及状态检查确认，实现对运载火箭在发射场工作流程信息的精细化管控，提高运载火箭发射任务的测发执行效率和可靠性，实现高质量完成发射任务。
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公开(公告)号：CN119670369A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411674656.1
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种动力故障下姿控系统动力学建模方法，包括明确非线性动力学模型的建模假设；建立建模使用的坐标系；获取火箭构型参数及发动机相关参数；建立箭上三类结构的位移和加速度描述；建立刚体平动方程、刚体转动方程、箭体弹性振动方程、推进剂晃动方程、敏感元件测量方程；汇总以上建立的五种方程，形成非线性动力学方程组；进行非线性动力学方程组在标称重构弹道基础上的小扰动线性化展开，获得适用于控制器设计和稳定性分析的线性化小偏差方程组。本发明实现了对推力下降故障影响全面考虑，模型可用于开展故障下较精确的动响应分析和重构方案设计。
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公开(公告)号：CN115265292B
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202211146730.3
申请日：2022-09-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 赵永志 , 宋征宇 , 肖耘 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 袁赫 , 刘银 , 李静琳 , 张普卓 , 杜昊昱 , 余光学 , 朱海洋 , 王紫扬 , 邓舞燕 , 袁晗 , 张荣升
IPC: F42B15/00 , F42B15/01 , G06F17/16 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，包括获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；计算时间时刻的发射数据、高空风数据以及发射系到箭体系的转换矩阵，地心系到发射系的转换矩阵，当地水平系到地心系的转换矩阵；计算时刻的单位风矢量在发射系的投影；计算时间序列对应的滚动程序角理论值序列；对滚动程序角理论值序列进行数值拟合得到工程化的滚动程序角装订值序列；计算滚动程序角装订值序列的一阶差分得到滚动程序角速率序列；将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上；具有实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的目的，适用于运载火箭领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115235297A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202211146119.0
申请日：2022-09-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 赵永志 , 宋征宇 , 肖耘 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 袁赫 , 刘银 , 李静琳 , 崔硕 , 张普卓 , 杜昊昱 , 朱海洋 , 王紫扬 , 余光学 , 邓舞燕 , 袁晗 , 张荣升
IPC: F42B15/00 , F42B15/01 , G06F17/16 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请实施例提供一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置，方法包括：获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据并输入至运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到仿真数据，仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；根据发射塔特征高度序列和仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；输入起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制。本申请在火箭起飞段设计一定规律的程序角，使得火箭向发射塔方向的横向漂移量减小，降低对箭塔净空间的需求，对缩小发射塔建设规模和成本具有重要意义。
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公开(公告)号：CN119476085A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411477939.7
申请日：2024-10-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G01M9/06 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭脉动压力试验数据处理方法及系统，属于运载火箭气动设计领域，该方法包括计算压力系数、计算压力系数趋势项、计算去趋势项压力系数、计算功率谱密度、识别非物理频率成分、剔除非物理频率成分、计算均方根脉动压力系数，本发明运载火箭脉动压力试验数据处理方法可剥离运载火箭飞行过程中非物理的脉动成分，有效降低载荷设计使用的脉动压力系数，可将脉动压力系数减小20％以上，满足运载火箭气动载荷精细化设计需求。
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公开(公告)号：CN113378292A
公开(公告)日：2021-09-10
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：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：CN117949212A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202311562102.8
申请日：2023-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种多参数决策融合的运载火箭发动机故障诊断方法，包括：获取基于发动机实测参数确定的发动机故障预诊断结果A；获取基于飞行动力学参数确定的发动机故障预诊断结果B；根据发动机故障预诊断结果A和发动机故障预诊断结果B，采用分段加权融合策略确定运载火箭的发动机故障诊断结果，并输出。本发明所述的多参数决策融合的运载火箭发动机故障诊断方法，结合火箭发动机多源故障诊断结果，进行决策融合，给出给出可信度最高的最终决策。
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