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公开(公告)号：CN116541960A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310552050.X
申请日：2023-05-17
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/02
Abstract: 本申请提供一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质，该方法包括：建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，得到CFD数值计算模型；基于CFD数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行CFD数值仿真计算；根据CFD数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，进而充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN115196054B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211126232.2
申请日：2022-09-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 于兵 , 张宏剑 , 郭嘉 , 谢珏帆 , 王辰 , 周天送 , 马红鹏 , 乐晨 , 陈献平 , 肖耘 , 宋征宇 , 吴义田 , 吴会强 , 张志峰 , 杨帆 , 徐珊姝 , 李元恒 , 张乔飞 , 袁永欣 , 黄超
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开一种电驱分离机构，包括：底板、释放组件、传动组件和电动解锁组件，释放组件用于连接有效载荷。传动组件设置于所述底板上，所述传动组件具有锁定所述释放组件的锁定状态和解锁所述释放组件的解锁状态。电动解锁组件连接于所述底板，所述电动解锁组件和所述传动组件传动连接，以驱动所述传动组件由所述锁定状态切换至所述解锁状态。本申请的电驱分离机构采用了电动解锁组件，避免了火工品工作带来的保证冲击，降低了分离冲击环境，有利于运载火箭及有效载荷上对冲击敏感的仪器设备的使用。
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公开(公告)号：CN115577659A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211585244.1
申请日：2022-12-11
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李凰立 , 张耘隆 , 徐珊姝 , 吴义田 , 宋征宇 , 魏威 , 张津泽 , 吴彦森 , 苏虹 , 杜涛 , 闫指江 , 唐伟 , 段保成 , 许奇 , 李舟阳 , 刘汉宇 , 胡彦辰
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请实施例提供一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，所述方法包括：获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。本申请实施例中提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，在相似准则等前提下，借鉴相似脉动压力特性，对于几何构型相似的火箭而言，具有快捷、高效、且相对稳妥的工程实用性。
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公开(公告)号：CN115358098A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202211286126.0
申请日：2022-10-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 李静琳 , 宋征宇 , 肖耘 , 李洪 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 刘银 , 陈风雨 , 朱锡川 , 于龙 , 张志国 , 张博戎 , 沈安 , 周天帅 , 韩雪颖 , 王建明 , 肖清 , 王传魁 , 周敬 , 樊晨霄 , 孟庆尧 , 张晚晴
Abstract: 本申请实施例提供一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质，所述方法包括：根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。本申请仿真计算量小，仿真过程中充分考虑实际星箭分离情况，以提高仿真结果的准确性。
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公开(公告)号：CN112027119B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN202010797646.2
申请日：2020-08-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/62
Abstract: 本发明涉及一种重复使用火箭着陆腿塌缩吸能双向缓冲器，属于火箭着陆腿设计领域；包括外筒组件、内筒组件、落震缓冲蜂窝组件和展开缓冲蜂窝组件；外筒组件开口端竖直向下放置；外筒组件的顶端封闭端与外部火箭着陆腿同轴对接；落震缓冲蜂窝组件设置在外筒组件的内腔中；内筒组件开口端竖直向下放置；内筒组件的顶端封闭端从外筒组件的开口端伸入外筒组件组件中，且落震缓冲蜂窝组件设置在内筒组件的顶端外壁与外筒组件顶端内壁之间；展开缓冲蜂窝组件从内筒组件的开口端伸入内筒组件中；本发明实现了对着陆腿展开和落震过程的冲击进行缓冲吸能，降低对箭体结构的冲击，保护火箭的安全。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119249820A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411371819.9
申请日：2024-09-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种火箭脉动压力载荷时域设计方法，属于航天系统技术领域；对运载火箭的缩比模型进行风洞试验，确定动脉压力的分布规律；根据运载火箭的实际飞行情况，选取外力辨识振动测点；对外力辨识振动测点采集的振动数据进行预处理，获得振动遥测时域数据；获取运载火箭单发次的时域外力频谱图；重复上述步骤m‑1次，获得运载火箭m发次的时域外力频谱图包络，即运载火箭外力模型的时域曲线；m为不小于5的正整数；根据运载火箭外力模型的时域曲线和运载火箭的缩比模型，获取火箭的脉动压力载荷；本发明通过高精度动力学模型瞬态响应分析，获取脉动压力弹性载荷的时域计算方法，实现了对火箭飞行横向弹性载荷的有效减载。
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公开(公告)号：CN115618501A
公开(公告)日：2023-01-17
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：CN115265292A
公开(公告)日：2022-11-01
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：CN112389634A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011359949.2
申请日：2020-11-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种中高热流条件下防热前缘栅格舵，属于热防护技术领域。本发明解决了栅格舵防热涂层虽然施工工艺友好，适合于栅格舵对象，但是抗冲刷能力低，不能抵抗再入高动压的难题，确保了栅格舵本体结构的热防护措施的安全性，避免在高动压冲刷下防热层/本体结构界面发生防热结构破坏。虽然端头裸露在来流空气中，造成端头本体结构的气动加热问题，但是由于后体受到了防热层的保护，栅格的结构本体温度较低，端头的高温可以向栅格结构本体传递，延缓了端头受热的高温压力。采用本发明热防护方案，即能够发挥低密度防热涂层的工艺友好性，同时避免了栅格舵格栅本体防热层不耐高动压冲刷的技术难题，确保了飞行安全。
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公开(公告)号：CN104408279B
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201410528656.0
申请日：2014-10-09
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种运载火箭空间外热流计算方法，步骤为:(1)进行初始时刻坐标系转换，得到初始转换矩阵；(2)进行瞬时坐标系转换，得到瞬时转换矩阵；(3)确定太阳光矢量、地球红外辐射矢量、地球反照太阳辐射矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余弦；(4)建立环境虚拟映射面，确定箭体表面空间外热流。该方法将轨道动力学和热力学相结合，以蒙特卡罗法辐射热流计算为基础，精细确定箭体复杂表面的空间外热流，有效解决了表面间的遮挡及多次反射问题，简化坐标转换和数学计算流程。
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