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公开(公告)号：CN119849023A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411740727.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种载人航天器逃逸塔不同环境分离设计及验证方法，包括：确定逃逸分离动力初值；根据逃逸分离动力初值得到固体发动机技术要求，根据固体发动机技术要求得到固体发动机，对固体发动机进行试验得到发动机内弹道曲线；获取正常分离弹道和逃逸分离弹道；根据正常分离弹道和逃逸分离弹道，进行分离近场结构干涉分析，获取近场是否干涉碰撞的结论；根据正常分离弹道和逃逸分离弹道，进行分离远场碰撞风险分析，获取远场是否干涉碰撞的结论；根据近场是否干涉碰撞的结论和远场是否干涉碰撞的结论得到逃逸分离设计是否成功性的判断。本发明保障了飞行安全。
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公开(公告)号：CN115585076B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202211225988.2
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。
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公开(公告)号：CN116150869A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211085892.0
申请日：2022-09-06
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06T17/00 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质，包括以下步骤：步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。本发明，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。
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公开(公告)号：CN114861116B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202210435055.X
申请日：2022-04-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种用于降低混合比偏差造成的推进剂不可用量的优化方法，包括：S1、基于推进剂混合比、混合比偏差和推进剂初始加注量，获得混合比偏差导致的推进剂不可用量；S2、增加燃料以优化并降低推进剂不可用量，获得最优燃料额外加注量和优化后的推进剂不可用量。本发明的方法可有效优化并降低大型航天器混合比偏差造成的推进剂不可用量。
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公开(公告)号：CN119227329A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411146876.7
申请日：2024-08-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种面向载人月球探测的地月应急返回轨道快速设计方法，以地球为中心天体，在地心惯性坐标系下建立高精度轨道动力学方程，描述飞行器在地月空间的运动状态；结合飞行器高精度轨道动力学方程，采用B平面设计方法确定载人月球探测任务一般转移轨道与自由返回轨道；以一般转移轨道或自由返回轨道为基线，在综合考虑再入点高度与再入角约束的条件下全局搜索设计变量的初值范围；在设计变量初值范围的基础上，进一步考虑再入航程、再入倾角以及与落点共面约束，并采用微分修正优化算法确定最终的设计变量和应急返回轨道。本发明对于面向载人月球探测任务中应急返回轨道快速设计与参数选取具有重要的参考价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112278336B
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202011211851.2
申请日：2020-11-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明涉及一种高速再入热流飞行试验验证方法，包括以下步骤：a、使飞行器从初始轨道变轨至试验轨道；b、在飞行器到达所述试验轨道的远地点时制动，使其变轨至返回轨道并沿着所述返回轨道以低于第二宇宙速度的速度再入大气；c、在飞行器再入过程中，通过控制峰值过载的方式间接控制峰值热流密度。本发明的验证方法中，在验证峰值热流密度时，将热流密度控制目标转换为飞行过程的峰值过载控制目标，从而实现飞行试验对峰值热流密度的验证目的。同时，使得此过程的计算器件均能集成到飞行器上进行。
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公开(公告)号：CN114861116A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210435055.X
申请日：2022-04-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种用于降低混合比偏差造成的推进剂不可用量的优化方法，包括：S1、基于推进剂混合比、混合比偏差和推进剂初始加注量，获得混合比偏差导致的推进剂不可用量；S2、增加燃料以优化并降低推进剂不可用量，获得最优燃料额外加注量和优化后的推进剂不可用量。本发明的方法可有效优化并降低大型航天器混合比偏差造成的推进剂不可用量。
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公开(公告)号：CN115585076A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211225988.2
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。
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公开(公告)号：CN114818328B
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202210450042.X
申请日：2022-04-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及在线健康监测技术领域的一种执行机构故障在线检测方法，包括：设计执行机构动态特性名义模型，并利用所述执行机构动态特性名义模型改写系统形式；根据所述执行机构动态特性名义模型设计扩张状态观测器，并利用所述扩张状态观测器获取系统的扩张状态；根据所述扩张状态设计故障识别策略。通过上述方法，无需执行机构传感器即可实现对复杂不确定非线性系统的执行机构动态特性的故障进行在线诊断识别，并不受外界干扰的影响。
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公开(公告)号：CN114818328A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210450042.X
申请日：2022-04-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及在线健康监测技术领域的一种执行机构故障在线检测方法，包括：设计执行机构动态特性名义模型，并利用所述执行机构动态特性名义模型改写系统形式；根据所述执行机构动态特性名义模型设计扩张状态观测器，并利用所述扩张状态观测器获取系统的扩张状态；根据所述扩张状态设计故障识别策略。通过上述方法，无需执行机构传感器即可实现对复杂不确定非线性系统的执行机构动态特性的故障进行在线诊断识别，并不受外界干扰的影响。
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