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公开(公告)号：CN103699739A
公开(公告)日：2014-04-02
申请号：CN201310714272.3
申请日：2013-12-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭飞行时序自动设计与生成系统，属于航天器电气系统自动化设计领域。实现了飞行时序的标准化自动输出，避免了手动绘制时序图容易引入人为设计错误的问题，提高了设计效率；具备电池分析和判读数据自动导出功能，加强了判读与复查的可靠性；通过数据库实现不同型号、不同状态、不同发次火箭的飞行时序管理，减少重复劳动，合理有效的实现飞行时序技术状态变化的管控。
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公开(公告)号：CN115930694B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202211437964.3
申请日：2022-11-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种两级重复使用运载器，包括相互串联连接的一子级和二子级；一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式；二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似。本发明给出了传统火箭与带翼飞行器融合的设计方案，一方面解决了传统火箭不具备水平飞行的能力，另一方面发挥了火箭构型结构效率较高的优势，实现了二者优势的融合。
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公开(公告)号：CN119227409A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411439164.4
申请日：2024-10-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , F42B15/00 , F41F3/04 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/08 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开一种结构承载关联的火箭分时段Qα放行值设计实施方法：针对火箭发射场位置开展实测高空风数据的统计分析，形成高空风统计结果；开展火箭的飞行标准弹道设计，形成标准弹道数据结果；开展火箭标准弹道下的攻摆角计算结果，得到随飞行时间变化的Qα初步设计结果；开展火箭飞行载荷计算，以及火箭的结构设计及优化，使火箭的结构满足运载能力；制定火箭发射场的分时段Qα放行值，包括在Qα初步设计结果的基础上得到多个递增的Qα值，并根据Qα值对应的横向弯矩载荷，将符合最大承载弯矩要求所对应的最大Qα放行值作为分时段Qα放行值输出；发射前根据分时段Qα放行值进行发射放行评估。由此解决传统方法中放行概率偏低问题。
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公开(公告)号：CN117305734A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311092636.9
申请日：2023-08-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请实施例提供一种7055高强度铝合金紧固件的热处理及检测方法，涉及紧固件制备技术领域，该方法包括热处理步骤和检测步骤。本申请提供的7055高强度铝合金紧固件的热处理及检测方法，与传统的热处理方法以及现有的7055材料热处理方法相比，经过本方法热处理的7055紧固件可达到抗拉强度621MPa≤σb≤680MPa、断后伸长率≥12％、断面收缩率≥35％、电导率达到35％～37％IACS、不同批次间产品的抗拉强度和电导率散差Cv≤5％的效果。淬火采用两级固溶方法，改善7055紧固件产品固溶体的饱和程度，减少粗大未溶相，提高时效析出程度，改善断裂韧性，以及，在热处理中控制温度均匀性，可避免淬火时出现过热、过烧的风险。
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公开(公告)号：CN115587507B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202211585235.2
申请日：2022-12-11
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张耘隆 , 徐珊姝 , 苏虹 , 牟宇 , 吴义田 , 肖耘 , 褚洪杰 , 杜涛 , 吴彦森 , 李凰立 , 闫指江 , 张津泽 , 李舟阳 , 唐伟 , 胡彦辰 , 刘汉宇 , 高武焕 , 李森 , 崔硕
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G01K13/00 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供的一种舱段内吹除环境温度计算方法、监测方法及存储设备，包括：确定计算模型的稳态假设条件；建立进入舱段、排出舱段的气体热量与舱段内低温贮箱、低温气枕及舱段外环境散热量之间的热平衡关系；计算舱段内气体与舱段内低温贮箱、低温气枕、舱段外环境之间的等效换热系数；根据热平衡关系、等效换热系数，对舱段温度进行求解；其中，低温贮箱位于舱段的上部，低温气枕位于舱段的下部，低温贮箱与舱段的低温气枕之间具有气体流通通道；本发明具有能够充分考虑发射场环境温度、对低温火箭舱段吹除环境进行有效预示的有益效果，适用于航天系统领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115618501B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202211543069.X
申请日：2022-12-03
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 胡彦辰 , 张耘隆 , 张津泽 , 王国辉 , 肖耘 , 吴义田 , 牟宇 , 褚洪杰 , 徐珊姝 , 段保成 , 吴彦森 , 李凰立 , 苏虹 , 杜涛 , 闫指江 , 唐伟 , 谭振 , 李舟阳 , 刘汉宇
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置，包括：根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类标准工况模型；采用两种数值仿真方法分别对两类标准工况模型进行CFD数值仿真，得到亚音速和跨声速段的仿真气动特性；利用历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；通过修正系数对两类标准工况模型进行修正，得到仿真模型；通过仿真模型对目标构型进行CFD数值仿真，得到目标构型的仿真气动特性数据；本发明具有能够基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的方式获取亚跨音速段的气动特性的有益效果，适用于飞行器气动特性仿真和预示领域。
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公开(公告)号：CN115930694A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211437964.3
申请日：2022-11-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种两级重复使用运载器，包括相互串联连接的一子级和二子级；一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式；二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似。本发明给出了传统火箭与带翼飞行器融合的设计方案，一方面解决了传统火箭不具备水平飞行的能力，另一方面发挥了火箭构型结构效率较高的优势，实现了二者优势的融合。
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公开(公告)号：CN113758378B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202111006858.5
申请日：2021-08-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 王辰 , 张宏剑 , 于兵 , 章凌 , 张东 , 王迪 , 乐晨 , 郭岳 , 包宇兵 , 张晓晖 , 刘观日 , 王婧超 , 吴会强 , 王筱宇 , 宋征宇 , 肖耘 , 吴义田 , 段保成 , 杨建民 , 马惠廷 , 崔照云 , 何巍 , 牟宇 , 续堃 , 王耕 , 郭葳 , 朱锡川 , 张隽宁 , 胡辉彪 , 李朝晖
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明涉及一种面向重复使用火箭的变刚度阻尼支撑机构，包括摆臂组件、支撑杆组件、伸缩弯梁组件和安装座组件，摆臂组件包括摆臂接头和摆臂，摆臂两端与摆臂接头固连形成摆臂组件，摆臂组件一端的摆臂接头与安装座相连，另一端的摆臂接头同时连接支撑杆和伸缩弯梁；安装座组件包括安装座和弹簧片，全套支撑机构呈收缩状态时，弹簧片处于受压状态，机构需展开时，外设锁定装置对摆臂的锁定解除，摆臂在弹簧片的作用下绕安装座转动，带动弯梁收缩升高和支撑杆伸长升高。本发明在满足在重复使用火箭整流罩和舱段结构安装的几何外形尺寸和接口要求的基础上，不改变壳段或整流罩等火箭结构的原本结构形式，采用运动机构的形式增加结构整体刚度。
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公开(公告)号：CN112539119A
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN202011378761.2
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李东 , 刘秉 , 何巍 , 杨虎军 , 娄路亮 , 张兵 , 黄兵 , 黄辉 , 王建明 , 牟宇 , 李平岐 , 于子文 , 董余红 , 刘洋 , 李茂 , 宋敬群 , 马小龙 , 徐洋 , 胡元威
IPC: F02K9/56
Abstract: 本发明涉及一种基于变门限的推进剂利用系统调节方法，具体步骤如下：S1、贮箱内的连续液位传感器采集液位信息，并将液位信息传递给数字液位处理器；S2、数字液位处理器接收液位信息，并提取液位信息中传感器过节或过根时的死区特征信息；S3、推进剂剩余质量调节模块继续对剩余推进剂质量进行调节；S4、推进剂剩余质量调节模块根据当前液位高度实时计算推进剂剩余量的偏差B；S5、当B超出D，则推进剂剩余质量调节模块继续对剩余推进剂质量进行调节。本发明通过设置基于变门限的推进剂利用系统调节方法，减少推进剂利用调节次数，提高调节精度。
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公开(公告)号：CN104133151A
公开(公告)日：2014-11-05
申请号：CN201410354451.5
申请日：2014-07-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01R31/02
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭发动机电磁阀回路极性自动测试系统，包括磁感应传感器、测试采集终端以及时序解析与自动判读模块，磁感应传感器从空间上获取电磁阀动作时产生的磁场，从而确定各电磁阀的动作时间，不用改变火箭任何状态即可在总检查测试过程中获取所有发动机电磁阀的动作时间，通过时序解析与自动判读实现发动机回路极性的自动测试与判读。本发明在总检查中实现发动机电磁阀回路极性自动测试，解决系统测试不覆盖问题；同时本发明基于电磁阀磁感应的非接触式测量方案，测试过程不对原系统状态造成任何影响；采用模块化和通用化的设计思路，通过在后端软件对各通道进行配置即可实现不同对象的测量，提高测试的灵活性和通用性。
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