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公开(公告)号：CN114637665B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202111493399.8
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及基于MBSE的火箭小回路快速论证方法，火箭按功能划分为总体专业和若干分系统专业，分系统专业还包括若干子系统专业，子系统专业还可能包括下一级子系统专业，包括如下步骤：APP工作内容和权限划分，APP输入输出、运行流程和数据格式格式梳理，规范上下游APP参数传递，APP封装，建立数据库模板并明确数据格式，将数据库模板导入数据管理平台，搭建小回路运行流程，输入总体原始参数，流程运行计算，结果作为结构专业强度校核的输入以及六自由度分析的输入。具有如下优点：1.形成统一的数据库，易于版本管控，完成整套参数汇总与校核；2.避免出现不同专业对同一参数使用方法存在差异的情况，对于论证火箭型号极大地规避了技术风险。
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公开(公告)号：CN118410562A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202211375146.5
申请日：2022-11-04
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06T17/00 , G06F119/18
摘要： 本发明公开了一种运载火箭气动外形快速建模方法及系统，所述方法包括：建立参数列表，所述参数列表中的参数完全覆盖建模所需的全部尺寸，同时给每个参数指定初始值；根据设计所需的模型种类，针对每种模型种类建立相应的初始模型，所述初始模型的尺寸完全利用参数表中的参数进行驱动；利用设计平台实现界面化设计，根据需求在参数输入面板中设计出包括头部、舱段、栅格舵的若干参数输入框；将所述参数列表中的参数分别与参数输入面板中的相应参数输入框和设计所需的模型种类进行绑定，用以实现利用参数完全驱动三维模型生成。
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公开(公告)号：CN117592247A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311370442.0
申请日：2023-10-20
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/10 , G06F119/14
摘要： 本申请公开了一种可回收火箭支腿载荷确定方法及相关设备，涉及可回收火箭领域，该方法包括：获取预设数量的应变片对应的应变数据，其中，上述应变片贴合在目标支腿上的预设位置；基于上述应变数据和上述目标支腿的物理参数确定上述预设位置对应的实测信息，其中，上述实测信息包括截面轴力实测信息和弯矩实测信息；通过刚柔耦合动力学模型获取预设位置对应的仿真信息，其中，上述仿真信息包括截面轴力仿真信息和弯矩仿真信息；调整上述刚柔耦合动力学模型至上述实测信息和上述仿真信息的信息误差小于预设误差，以获取目标仿真模型；基于上述目标仿真模型获取上述目标支腿在不同工况下的载荷信息。
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公开(公告)号：CN116147427A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211739781.7
申请日：2022-12-31
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法，包括判定箭上贮箱气枕压力、箭体或场地状况、场地甲烷浓度状态，若均未出现异常，则开始泄出燃料；燃料泄出后完成后，继续判定气枕压力、箭体或场地状况、着陆场地燃料浓度是否异常，若均未出现异常，则开始泄出氧化剂；氧化剂泄出完成，恢复箭地之间的机械和电气接口连接，执行撤收流程。本发明提供的垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法适用于推进剂采用液氧甲烷推进剂的垂直起降演示验证火箭，该后处理时序采用人员远程控制，解决了火箭后处理时的人员安全性问题，确保高安全性、无害化火箭回收后处理，为可回收关键技术验证提供了较好的环境。
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公开(公告)号：CN114060171B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202111076246.3
申请日：2021-09-14
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/56
摘要： 本发明公开了一种火箭以及推进剂晃动抑制方法和装置，包括：检测是否接收到火箭的主发动机的预备关机信号；当接收到主发动机的预备关机信号，且当前时刻与接收到预备关机信号的时刻之间的时间间隔为第一设定时间间隔时，控制主发动机的推力降低至第一目标推力，以及控制火箭的辅助发动机以第二目标推力为火箭提供飞行方向的推力。本申请在主发动机降低过载的过程中，以辅助发动机提供过载，进而减少了火箭过载降低的程度，使得推进剂晃动的幅度大幅降低，还可以降低剩余推进剂和增压气体将在贮箱内掺混程度，在一定程度上避免了动力输送管路中的推进剂的夹气风险，提高主发动机二次开机的可靠性，提高火箭的飞行安全。
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公开(公告)号：CN113758383A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110940741.8
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法。包括：主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；其中，控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：S1、确定约束量要求及精度要求；S2、确定待迭代的各控制量；S3、给控制量赋初值；S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；S6、获得满足精度要求的弹道。本方法降低了产品研制周期与生产成本；降低了后续进行大型可回收液体运载火箭研制风险；可在火箭上安装整流罩与栅格舵，能适应更高的飞行速度，可作为亚轨道探空火箭。
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公开(公告)号：CN112031952A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202011006596.8
申请日：2020-09-23
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机喷管结构，涉及液体火箭发动机技术领域，解决了现有技术中的单壁喷管由于工作温度过高而影响火箭正常工作的技术问题。包括推力室、单壁喷管以及防护件，所述推力室与所述单壁喷管相连接；所述防护件与所述推力室和/或所述单壁喷管相连接，以隔离所述单壁喷管喷出的尾焰热量。本发明通过在液体火箭发动机的推力室和/或单壁喷管上设置防护件，通过防护件阻隔单壁喷管喷出的尾焰热量，能够有效防止尾焰的热量辐射到舱体内烧损电线等电子器件，本发明的防护件结构简单、生产制造方便，并且结构设计紧凑，并不影响液体火箭发动机的整体结构。
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公开(公告)号：CN114265419B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202111491237.0
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种运载火箭姿态控制方法，包括如下步骤，求取控制角偏差#imgabs0#对程序角偏差#imgabs1#按照滤波算法进行滤波，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。本发明针对采用栅格舵+侧向姿态控制喷管的控制方案的运载火箭，提出了在火箭发射初始段，采取栅格舵+侧向姿态控制喷管复合控制的姿态控制系统设计方法，能有效降低对姿控力矩的需求，并降低火箭姿态燃料消耗，提高运载火箭性能，具有较高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN113758383B
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202110940741.8
申请日：2021-08-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法。包括：主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；其中，控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：S1、确定约束量要求及精度要求；S2、确定待迭代的各控制量；S3、给控制量赋初值；S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；S6、获得满足精度要求的弹道。本方法降低了产品研制周期与生产成本；降低了后续进行大型可回收液体运载火箭研制风险；可在火箭上安装整流罩与栅格舵，能适应更高的飞行速度，可作为亚轨道探空火箭。
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公开(公告)号：CN114637665A
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202111493399.8
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及基于MBSE的火箭小回路快速论证方法，火箭按功能划分为总体专业和若干分系统专业，分系统专业还包括若干子系统专业，子系统专业还可能包括下一级子系统专业，包括如下步骤：APP工作内容和权限划分，APP输入输出、运行流程和数据格式格式梳理，规范上下游APP参数传递，APP封装，建立数据库模板并明确数据格式，将数据库模板导入数据管理平台，搭建小回路运行流程，输入总体原始参数，流程运行计算，结果作为结构专业强度校核的输入以及六自由度分析的输入。具有如下优点：1.形成统一的数据库，易于版本管控，完成整套参数汇总与校核；2.避免出现不同专业对同一参数使用方法存在差异的情况，对于论证火箭型号极大地规避了技术风险。
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