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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：CN118862278A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410860314.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/10
Abstract: 一种全频段降噪整流罩及其降噪产品布局设计方法，属于航天运输系统技术领域。本发明一种全频段降噪整流罩包括前锥段、柱段；所述前锥段和柱段的外表面敷设降噪产品；前锥段上的降噪产品为管束穿孔复合吸声结构；柱段包括两部分，与前锥段连接的部分上的降噪产品为声学覆盖层，另一部分上的降噪产品为管束穿孔复合吸声结构。本发明降噪产品布局设计方法，基于降噪产品吸声性能，考虑有效载荷与整流罩的内包络及重量约束，通过分布式仿真分析，并初步提出满足全频段降噪要求的降噪产品布局方案，在开展将降噪敷设过程中根据整流罩内壁面支架、阀门、排气口等位置，确定最终整流罩降噪产品布局方式。
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公开(公告)号：CN113591202A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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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：CN119284211A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411584524.X
申请日：2024-11-07
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种并联式星箭界面减振方法，包括：确定减振器的允许安装空间，选取减振器的外形；根据减振器外形和外载荷环境条件，确定减振器性能；确定减振器安装位置；确定减振器安装数量。本发明解决了传统串联减振方案导致的卫星分支频率降低过大问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118790515A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410860321.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/52 , B64G1/66 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G16C60/00 , G10K11/168 , G01N29/11 , G06F119/10 , G06F111/04
Abstract: 一种整流罩蜂窝夹层隔声结构及其设计方法，属于航天运输系统技术领域。本发明的设计方法通过在整流罩蜂窝夹层中添加玻璃纤维、毛毡或三聚氰胺等吸声材料，声波在传递路径由于引入的吸声材料一方面由于声阻抗的变化发生反射，另一方面声波穿透吸声材料过程中声波能量会发生衰减，因此该方法可实现蜂窝夹层整流罩具备隔吸一体化功能，提升蜂窝夹层整流罩整体的隔声性能。本发明的整流罩蜂窝夹层隔声结构包括作为整流罩外壳的蜂窝夹层面板；所述蜂窝夹层面板包括两层金属板和蜂窝夹层，所述蜂窝夹层位于两层金属板之间，实现蜂窝夹层整流罩具备隔吸一体化功能，提升蜂窝夹层整流罩整体的隔声性能，同时避免了整流罩内包络缩小、多余物产生的问题发生。
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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：CN113591202B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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公开(公告)号：CN118153189A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410222245.2
申请日：2024-02-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , F42B15/00 , G06F111/04 , G06F119/02
Abstract: 一种卫星纵向基频约束确定方法、系统及介质，属于航天系统技术领域，包括：对标星箭接口控制文件，根据星箭界面纵向动载荷约束、纵向力学环境约束及箭体飞行POGO稳定性约束分别提出对卫星纵向基频的设计要求；根据全部卫星纵向基频的设计要求得到卫星纵向基频约束。本发明在综合考虑星箭界面纵向动载荷、纵向振动环境和POGO稳定性约束的基础之上可实现卫星纵向基频的合理设计，从而确保总体方案最优化。
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公开(公告)号：CN306991344S
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202130410994.5
申请日：2021-06-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Designer： 张智 , 徐洪平 , 范瑞祥 , 王小军 , 胡晓军 , 邓新宇 , 何兆伟 , 李静琳 , 张宏德 , 王紫扬 , 李长龙 , 李舟阳 , 王檑 , 王丹 , 项大林 , 田玉蓉 , 郭雷 , 程大林
Abstract: 1.本外观设计产品的名称：载人运载火箭。
2.本外观设计产品的用途：用于发射载人飞船等航天器。
3.本外观设计产品的设计要点：在于形状。
4.最能表明设计要点的图片或照片：右视图。
5.后视图与主视图对称，省略后视图;仰视图与俯视图相同，省略仰视图。
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