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公开(公告)号：CN110901955A
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201911271958.3
申请日：2019-12-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明提供了一种框桁式结构的贮箱，包括：通过环向焊缝依次焊接的前箱底(1)、前短壳(2)、筒段(3)、后短壳(4)、后箱底(5)；其中，所述筒段(3)是由多个壁板(6)围成的环状结构，所述壁板(6)包括：蒙皮和桁条；所述蒙皮通过双侧激光焊方式与所述桁条连接。由于本发明中的贮箱筒段采用了由蒙皮、桁条等组成的框桁式密封结构，因此解决了传统壁板式贮箱加工费时、材料利用率低、多余物清理困难等问题。本发明能够有效提高结构承载效率、降低贮箱重量，具有制作效率高、加工简单、成本低、箱内安装方便，以及多余物清理方便等优点。
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公开(公告)号：CN113886944B
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202111055171.0
申请日：2021-09-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供一种基于符号有向图的可靠性建模方法，包括如下步骤：S1、确定产品功能介质传输路径；S2：根据确定的功能介质传输路径，明确路径上的各个节点，即产品组成单元；S3：形成初步的功能路径网络；S4：明确单元节点的介质输入要求；S5：明确单元节点的功能；S6：明确介质的输出要求；S7：明确单元节点功能与输出要求的关系矩阵；S8：建立系统的符号有向图，形成可靠性模型。本发明利用图论理论，把符号有向图引入可靠性建模方法中，把系统的功能原理图进行抽象，把物理单元通过节点表示，对物理单元的功能、输入要求、输出要求等通过图论抽象表示，具备和产品方案设计统一，物理意义直观，信息描述细致和完整等特点。
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公开(公告)号：CN117371188A
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311236375.3
申请日：2023-09-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于MBSE的参数驱动运载火箭建模方法、装置、设备及介质，包括：需求建模：捕获系统需求，将运载火箭系统利益相关者需求转化成完整规范性全箭系统需求；参数建模：对运载火箭模型物理参数建模，对运载火箭模型进行参数化描述，形成运载火箭参数指标集合；功能建模：通过功能模型的仿真，依据选择的架构；接口建模；通过对运载火箭的需求建模的确认过程，基于运载火箭的用例场景的细化和分解、形成运载火箭系统上下文模型的接口；物理建模：从运载火箭物理的视角来描述系统架构，通过组织运载火箭物理元素定义运载火箭物理设备和其接口的关系与参数，得到运载火箭的物理架构，满足预期设计属性和技术指标。
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公开(公告)号：CN111638654A
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN202010398023.8
申请日：2020-05-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种故障自适应的运载火箭智能控制半实物仿真方法，属于运载火箭半实物仿真技术领域；步骤一、建立运载火箭六自由度仿真模型，包括动力学模型、质量模型、地球引力模型、气动力模型、发动机模型和传感器模型；步骤二、建立运载火箭的GNC模型；其中，GNC模型包括导航模型、制导模型和控制模型；步骤三、建立实时故障检测与隔离模型；根据实时故障检测与隔离模型对发动机是否故障进行判断；步骤四、规划火箭任意故障后的最优轨迹曲线；本发明实现了对火箭故障的自适应性，搭建了以运载火箭六自由度仿真计算机和高度集成的箭载综合电子为基础的半实物仿真系统，解决了故障状态下火箭智能控制的半实物仿真验证。
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公开(公告)号：CN107562999B
公开(公告)日：2020-05-22
申请号：CN201710643678.5
申请日：2017-07-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种运载火箭固体发动机制导偏差仿真方法，包括以下步骤：S1：根据固体发动机的额定内弹道参数计算理论平均比冲和理论总装药量；S2：根据所述理论平均比冲、理论总装药量及平均比冲偏差、总装药量偏差，计算带有偏差状态下的固体发动机的总冲；S3：根据所述理论总装药量、所述总装药量偏差及额定工作时间、工作时间偏差，计算平均秒耗量；根据所述总冲及额定工作时间、工作时间偏差计算平均推力；S4：利用所述平均秒耗量和平均推力计算制导系统的质心运动方程，以仿真分析固体发动机偏差对制导系统的影响。计算简单、实用性强，对运载火箭制导系统蒙特卡罗仿真分析固体发动机偏差的影响具有较强工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117648787A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311232280.4
申请日：2023-09-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种MBSE一体化运载火箭模型置信度评估方法、装置、设备及介质，包括：对运载火箭系统分解：确定运载火箭系统的组成单元和关系元素；在运载火箭系统分解方式不确定的情况下，并将对MBSE置信度的分析转换为在第一目标条件下对运载火箭MBSE模型系统的置信度情况的分析；在所述第一目标条件下，获取运载火箭MBSE模型的元素和真实系统元素中的异同数量，在第二目标条件下计算异同元素的所有可能值，并在第三目标条件下计算推导出异同元素数量的概率质量函数；根据运载火箭总体异同元素数量的概率质量函数得到MBSE运载火箭模型的一致性置信度评估结果，可实现MBSE一体化运载火箭模型置信度的分析，提高评估运载火箭模型的正确性。
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公开(公告)号：CN117034463A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311066743.4
申请日：2023-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天技术领域，提供了一种基于MBSE的高动态高协同运载火箭的供配电系统，包括：需求模块，整理系统任务需求，形成供配电系统需求；逻辑架构设计模块，对系统需求辑功能细化、逻辑组成设计、指标分解以及逻辑接口设计；物理架构设计模块，对需求进行逻辑组成综合，定义不同的物理模块实现所述逻辑功能，建立物理系统模型；测试用例模块，设计出功能模型、测试接口和时序特征，形成系统白盒功能集合；单机建模模块，细化物理架构设计模块，设计单机模型；仿真模块，建立运载火箭仿真模型，验证系统设计满足预期所述系统设计属性和技术指标情况，本发明通过设计模型化提高供配电设计逻辑性、协同性、动态性。
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公开(公告)号：CN111638654B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202010398023.8
申请日：2020-05-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种故障自适应的运载火箭智能控制半实物仿真方法，属于运载火箭半实物仿真技术领域；步骤一、建立运载火箭六自由度仿真模型，包括动力学模型、质量模型、地球引力模型、气动力模型、发动机模型和传感器模型；步骤二、建立运载火箭的GNC模型；其中，GNC模型包括导航模型、制导模型和控制模型；步骤三、建立实时故障检测与隔离模型；根据实时故障检测与隔离模型对发动机是否故障进行判断；步骤四、规划火箭任意故障后的最优轨迹曲线；本发明实现了对火箭故障的自适应性，搭建了以运载火箭六自由度仿真计算机和高度集成的箭载综合电子为基础的半实物仿真系统，解决了故障状态下火箭智能控制的半实物仿真验证。
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公开(公告)号：CN116776772A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310747996.1
申请日：2023-06-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28
Abstract: 本发明涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括步骤S1：获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量；步骤S2：计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵；步骤S3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；步骤S4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角和来流方位角；步骤S5：根据总攻角和来流方位角计算运载火箭所受的气动力和气动力矩。本发明能够适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型，能够实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，进而完成箭体轴线偏斜对运载火箭的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。
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公开(公告)号：CN116699655A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310684610.7
申请日：2023-06-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于双接收机的运载火箭卫星导航冗余诊断方法，包括如下步骤：S1：判断互为冗余的两套卫星导航接收机的脉冲是否异常，若正常则进入步骤S2。S2：判断卫星导航接收机是否为当前的主控接收机，并从主控接收机获取导航数据。S3：判断导航数据是否有效，若有效则进入步骤S4。S4：判断主控接收机是否正常，若正常则进入步骤S5。S5：结合主控接收机的导航数据与捷联惯组信息，进行卡尔曼滤波组合导航。两套卫星导航接收机分别为第一卫星导航接收机和第二卫星导航接收机。本发明一种基于双接收机的运载火箭卫星导航冗余诊断方法，既可实现高精度导航需求，又可满足提高卫星导航系统的可靠性。
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