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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：CN112464371B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202011334434.7
申请日：2020-11-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 牟宇 , 李平岐 , 李君 , 陈晓飞 , 徐利杰 , 刘立东 , 魏威 , 常武权 , 何兆伟 , 秦曈 , 邓新宇 , 魏远明 , 肖士利 , 王旭 , 张亦朴 , 刘秉 , 邢建伟
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 基于三维数字样机的运载火箭总体原始数据计算平台，包括基础构件库、三维建模模块、质量特性设置模块和质量特性计算模块。基础构件库包括各型火箭的基础部件；三维建模模块从基础构件库中选择需要的基础部件，结合贮箱推进剂加注量，通过实例化和参数调整后装配形成部段或全箭三维数字样机；质量特性设置模块根据部段或全箭结构信息，完成部段或全箭三维数字样机质量特性的参数化设置；质量特性计算模块完成部段或全箭三维数字样机质量、转动惯量、质心和推进剂液位高度的计算分析。本发明实现了基于三维数字样机的运载火箭分站质量的自动统计，大幅提升了运载火箭各种状态的质量特性计算效率，提高了运载火箭总体原始数据计算的数据可追溯性。
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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。
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公开(公告)号：CN119623041A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411683652.X
申请日：2024-11-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开一种适用于GTO长窗口任务的火箭风修正滚动评估方法，首先是针对发射日的每一个决策点，进行准实时风修正弹道设计与评估，随后进行本次放行判断。如果满足本次放行条件，则可直接进入发射流程；如果不满足本次放行条件，则进行是否允许推迟一定时长t发射的判断，如果不允许推迟，则建议发射中止；如果允许推迟时长t发射，则此时进入推迟时长t发射流程，随后进入下一个决策点，以此类推。本发明能够使得现有准实时风修正弹道设计技术能够更好的应用于此类任务，尽最大能力提升火箭在发射日中对复杂天气情况的适应性，提升火箭的放行概率和飞行安全性。
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公开(公告)号：CN119475570A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512729.7
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/18 , G06F111/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭入轨精度鉴定方法，包括：产生各入轨参数偏差的补充样本；分别对每一入轨参数偏差的补充样本与飞行样本进行相容性检验和正态性检验，将通过相容性检验和正态性检验的补充样本和飞行样本作为综合样本；基于综合样本，采用置信区间估计法得到各入轨参数偏差的精度区间；基于综合样本，计算各入轨参数偏差之间的协方差矩阵；根据各入轨参数偏差之间的协方差矩阵得到各入轨参数偏差之间的相关性；基于各入轨参数偏差的精度区间和各入轨参数偏差之间的相关性完成运载火箭入轨精度鉴定。本发明为小子样情况下合理评估和优化运载火箭整体性能、科学决策后续任务方案提供了重要依据，具有十分重要的工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119475569A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512727.8
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , F42B15/00 , F42B15/01 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种基于校准试车参数的运载火箭弹道安全余量设计方法，包括：估算集束捆绑级的最大安全余量x01；在[0，x01]区间内进行等间距取值，得到一组集束捆绑级的安全余量值；获取各集束捆绑级安全余量值所对应的基准弹道，基于基准弹道进行打靶仿真，确定集束捆绑级安全余量值的最优值；估算二级的最大安全余量x02；在[0，x02]区间内进行等间距取值，得到一组二级的安全余量值；基于步骤S3所得集束捆绑级安全余量值的最优值，获取各二级安全余量值所对应的基准弹道，基于基准弹道进行打靶仿真，确定二级安全余量值的最优值，进而得到三级安全余量值的最优值。本发明能够实现集束式运载火箭各级安全余量的最优分配，使得运载能力的最大化。
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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：CN119578084A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411674659.5
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开一种液体火箭运载能力鉴定方法，根据确定的运载能力鉴定标准条件，设计并计算一条满足相应的专业标准规范的标准弹道；加入火箭的制导控制率，在零干扰条件下计算一条零干扰鉴定弹道；记录零干扰条件下末级推进剂剩余量；确定本次鉴定所要求的具有的概率水平，根据概率水平计算最小仿真模拟试验次数n；根据最小仿真模拟试验次数，进行n次仿真计算试验，得到样本量为n的推进剂剩余量样本，并仿真计算推进剂末级安全余量；剔除推进剂剩余量样本中部分最小值，在余下的推进剂剩余量样本中选择推进剂剩余量最小的样本计算火箭运载能力；本发明总结提炼了液体火箭运载能力鉴定方法和标准流程，为后续火箭运载能力鉴定奠定基础。
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公开(公告)号：CN119509272A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411627747.X
申请日：2024-11-14
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 徐利杰 , 张远东 , 程堂明 , 范瑞祥 , 王子瑜 , 王阿萍 , 韩雪颖 , 殷笑尘 , 颜国清 , 岳梦云 , 徐洋 , 张宏德 , 李奇 , 张博戎 , 李杨 , 胥新宇 , 周昊 , 司群英 , 魏远明
Abstract: 本发明提供一种末级飞行段智能关机方法，综合考虑技术创新性和工程可行性，提出了一种基于箭上利用系统、控制系统协同工作的运载火箭末级智能关机技术及架构，电气系统均为当前已有箭上产品，无需进行新箭上产品的配套。本发明通过明确系统工作过程，制定系统工作时序，设计系统间数据传递时刻、过根过节标志字、制定判断时机及判据等可靠性保障方法，保证了末级剩余推进剂质量判断的可靠性，实现根据末级推进剂剩余量抬升轨道高度，减少卫星变轨带来的推进剂消耗量，提高卫星在轨寿命。
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公开(公告)号：CN115903729A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211339848.8
申请日：2022-10-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种适应推力下降故障的运载火箭全环节复合主动控制方法，包括获得故障诊断信息；根据故障诊断信息计算控制增益；根据故障诊断信息计算发动机推力下降故障产生的附加干扰力矩，根据附加干扰力矩生成附加控制指令；利用发动机正常工况下的正常控制指令和附加控制指令叠加得到总控制指令，并将总控制指令分配到每台发动机的伺服机构，完成闭环控制。本发明形成了针对运载火箭的全环节容错控制方法，改善了控制品质，提高了容错能力。
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