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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：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：CN115421543A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202211360790.5
申请日：2022-11-02
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张青松 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 王国辉 , 朱平平 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 何巍 , 牟宇 , 刘银 , 赵永志 , 段保成 , 朱锡川 , 崔垒 , 袁赫 , 李静琳 , 王阿萍
IPC: G05D27/02
Abstract: 本申请实施例提供一种低温贮箱压力控制方法及系统，该方法包括：建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。本发明可提高微重力下贮箱压力预示精度。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN118517964A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410530999.4
申请日：2024-04-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种保温隔声一体化整流罩降噪结构及制作方法，属于整流罩设计领域；包括防水包覆层、隔声层和保温层；其中，保温层贴附于外部整流罩的外壁；隔声层贴附于保温层的外壁；防水包覆层贴附于隔声层的外壁。保温层采用聚氨酯泡沫材料；隔声层采用三聚氰胺材料；防水包覆层采用聚酰亚胺薄膜；保温层厚度为30mm；隔声层的厚度为30mm；防水包覆层的厚度为0.1mm。降噪结构的噪声隔声量不小于3dB，保温特征时间不小于7200s；本发明既能实现运载火箭地面待发射状态的保温性能，又能有效降低运载火箭起飞段整流罩内的噪声环境。
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公开(公告)号：CN115421543B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211360790.5
申请日：2022-11-02
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张青松 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 王国辉 , 朱平平 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 何巍 , 牟宇 , 刘银 , 赵永志 , 段保成 , 朱锡川 , 崔垒 , 袁赫 , 李静琳 , 王阿萍
IPC: G05D27/02
Abstract: 本申请实施例提供一种低温贮箱压力控制方法及系统，该方法包括：建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。本发明可提高微重力下贮箱压力预示精度。
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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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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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