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公开(公告)号：CN117539165A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311387764.6
申请日：2023-10-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种基于实时遥测数据的运载火箭数字伴飞系统和方法，系统包括弹道仿真模型、动力仿真模型、质量仿真模型、气动仿真模型、环境仿真模型、时序模型、触发修正模型；弹道仿真模型、动力仿真模型、质量仿真模型、气动仿真模型、环境仿真模型同步进行仿真；时序模型，在每个仿真步长，根据预设的飞行时序和实时遥测数据，判断关键时序动作是否发生，采用离散事件消息，模拟关键时序动作；触发修正模型，根据实时获取的运载火箭遥测数据，判断弹道仿真模型是否需要修正，需要修正时，发送修正消息至弹道仿真模型。
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公开(公告)号：CN113885308A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111227313.7
申请日：2021-10-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 黄晨 , 常武权 , 荆木春 , 容易 , 张智 , 刘烽 , 顾名坤 , 刘巧珍 , 马利 , 李文清 , 程兴 , 王俊峰 , 王海涛 , 秦曈 , 徐喆垚 , 宋晶 , 王之平 , 岳玮 , 马宗瑞 , 苏小峰 , 钱航 , 杨楠 , 孟庆丰 , 岳晓飞 , 徐珊珊 , 王晓鹏 , 崔赢午 , 韩雨桐 , 郝金杰
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明提出一种载人逃逸飞行器低空风场检测控制系统及控制方法，属于航天发射技术领域，检测控制系统包括地面测试发控设备、故障检测处理子系统、逃逸控制子系统和逃逸系统火工品，地面测试发控设备和故障检测处理子系统与逃逸控制子系统之间通过脱插连接，脱插内包括T供电信号、箭地RS422通讯数据线和B供电信号，T供电信号连接到逃逸控制子系统，箭地RS422通讯数据线同时连接到故障检测处理子系统和逃逸控制子系统，B供电信号连接到故障检测处理子系统，故障检测处理子系统和逃逸控制子系统之间传递指令信号和RS422逃逸参数，本发明同时还提供了控制方法，解决了现有载人逃逸飞行器不能在发射前针对低空风场情况进行调整的问题。
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公开(公告)号：CN107092725B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710188869.7
申请日：2017-03-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法，首先为为运载器建立六自由度动力学模型，然后进行闭环仿真，获得动力学参数，建立运载器分布载荷剪力计算模型、弯矩计算模型、轴力计算模型，分别计算运载器每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力。然后复核运载器载荷满足情况，若满足则设计结束，若不满足则优化闭环仿真输入，重新获得动力学参数，计算每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力，直到运载器载荷满足要求。本发明能够真实反映火箭在飞行过程中的运载器各个部段所受的载荷，对复核载荷设计的完备性和设计余量具有重大意义。
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公开(公告)号：CN109489690A
公开(公告)日：2019-03-19
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：CN106383969A
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201610951364.7
申请日：2016-10-26
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
CPC classification number: G06F17/5018
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭多体仿真数据交互方法，包括(1)、建立运载火箭有限元模型；的时序时间；(3)、针对运载火箭各部件，通过时序时间和预先设定的偏移值，进行时串分析，获取运载火箭各部件所处状态；(4)、为运载火箭各部件配置状态参数，同时建立各部件间交互数据卡，将各部件当前状态下的输出参数填充到交互数据卡内，(5)、利用第一类拉格朗日方程，将步骤(1)建立的有限元模型和步骤(4)中各部件产生的外力离散为微分-代数方程组，并求解方程组，得到火箭有限元模型中各结点的位移和载荷，本发明实现了运载火箭通用动力学仿真，实现运载火箭飞行轨道、姿态和载荷的计算。(2)、进行运载火箭的关机分析，更新或获取当前
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公开(公告)号：CN103400043A
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310349264.3
申请日：2013-08-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于运载火箭控制技术领域，具体涉及一种基于高精度多项式运算的复杂系统传递函数计算方法。本发明的方法包括以下步骤：步骤1输入数据前处理；步骤2状态空间矩阵计算；步骤3采用FADEEVA法计算箭体的传递函数；步骤4扩充浮点数据信息，得到箭体加平台加陀螺的传递函数和箭体加平台加陀螺加舵机的传递函数；步骤5得到姿控系统开环传递函数。本发明突破了机器字长的限制保留有效数字，减小了计算舍入误差，提高了处理复杂系统时传递函数的求解精度。
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公开(公告)号：CN119449131A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411336492.1
申请日：2024-09-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种区域覆盖星座轨道优化设计方法，包括：选定目标区域中的若干目标点并进行编号；基于遗传算法搜索回归轨道，得到回归轨道的轨道根数；计算共星下点轨迹星座的时间间隔；根据回归轨道的轨道根数和时间间隔，得到共星下点轨迹星座轨道根数。本发明实现任意精度要求的星座轨道设计，提高了设计效率。
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公开(公告)号：CN116305728A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211306788.X
申请日：2022-10-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/063 , G06Q50/26 , G06F17/18 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭子残骸落地的评估方法及评估系统，其中，获取固体火箭子残骸落地的打靶数据；将固体火箭子残骸落地的打靶数据在坐标系中进行标记，以形成多个固体火箭子残骸落地点；测算多个固体火箭子残骸落地点与理论固体火箭子残骸落地点的偏差，并将多个偏差形成偏差集；遍历偏差集，并确定满足预设置信度区间的多个参考偏差点；选取多个参考偏差点中面积最小的区域，并确定为固体火箭子残骸落地的安全区，从而提高了固体火箭子残骸落地的评估的准确度，充分利用了偏差概率和安全区域之间的交互。
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公开(公告)号：CN107963239B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201711139977.1
申请日：2017-11-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于音频的运载火箭故障检测装置及检测方法，声音传感器阵列接收火箭待测产品的声音信号，对声音信号进行信号采集处理；进行小波变换、傅里叶变换后，进行特征值提取；将特征值与声音库中正常工作时的特征值进行对比，如果任一特征值超出限定阈值，则判断火箭上待测产品存在故障；将特征值与声音库中对应的典型故障下的声音特性进行匹配，如果处于某一典型故障的声音特性包络范围内，则判断故障类型为该典型故障。本发明通过声音信号进行故障检测，实现了对火箭的非接触测试，减少了火箭内部的测试电路，避免了在箭上测试电路故障带来的问题，同时减轻了火箭的重量。
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公开(公告)号：CN106354901A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610663882.9
申请日：2016-08-12
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质量特性及动力学关键参数在线辨识方法，该方法基于六自由度飞行动力学方程和未知参数动态方程，通过构造增广状态方程实现对状态和参数的同时估计，从而可同时获得需要辨识的参数向量及状态向量，这种方法最大的优势在于可以根据输出量对未知参数进行估计，在系统发生变化时，可以准确获得质量特性及动力学关键参数的估计结果，可为运载火箭控制参数在线优化调整奠定关键的技术基础；同时该辨识方法可以实现在线状态和参数同时估计，对降低火箭系统偏差设计的保守性和提高火箭对故障状态的适应性具有重大意义，可为未来火箭设计提供有益的参考。
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