公开(公告)号：CN116971894A

公开(公告)日：2023-10-31

申请号：CN202310942997.1

申请日：2023-07-28

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 程川 ,  朱亮聪 ,  毛玉明 ,  张成 ,  王亚博 ,  王吉飞 ,  宣传伟

IPC: F02K9/60

Abstract: 本发明的可重复使用火箭返回段贮箱推进剂管理装置包括十字隔板、半圆形防晃板、环形防晃板、圆形盖板、带孔锥形筒体、防漩防塌结构和蓄留装置；十字隔板的侧边缘与贮箱内壁面相连；半圆形防晃板与贮箱内壁面相连；环形防晃板的外圆与贮箱内壁面相连，紧贴十字隔板的下边缘；在十字隔板中央开孔，带孔锥形筒体置于该孔中，带孔锥形筒体的大开口端与环形防晃板的内圆相连；圆形盖板与带孔锥形筒体的小开口端连接；蓄留装置置于带孔锥形筒体内，蓄留装置的开口端与贮箱内壁面相连，覆盖住贮箱推进剂输送口；防漩防塌结构置于蓄留装置内，通过一连杆与蓄留装置相连，防漩防塌结构位于贮箱推进剂输送口的正上方。

公开(公告)号：CN116227380A

公开(公告)日：2023-06-06

申请号：CN202310099776.2

申请日：2023-02-10

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 王亚博 ,  程川 ,  王吉飞 ,  宣传伟 ,  刘锦凡 ,  毛玉明 ,  朱亮聪

IPC: G06F30/28 ,  G06F30/15 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开了一种火箭助推分离动态气动仿真方法，选定火箭芯级体坐标系作为动参考系，通过非定常气动仿真同时获得火箭助推器的分离运动轨迹和时变流场数据。本发明可应用于捆绑火箭助推分离的运动学分析和火箭芯级、助推器表面的载荷设计，规避了目前火箭助推分离轨迹计算中的气动力插值偏差问题，获取了助推分离过程中火箭芯级、助推器表面的时变气动载荷，提高了火箭助推分离轨迹的计算精度和箭体载荷设计精度。

公开(公告)号：CN116305973A

公开(公告)日：2023-06-23

申请号：CN202310293734.2

申请日：2023-03-22

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 王吉飞 ,  舒忠平 ,  毛玉明 ,  程川 ,  宣传伟 ,  王亚博 ,  朱亮聪

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/14

Abstract: 一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，涉及运载火箭气动线载荷分布(法向力系数沿轴向分布密度)计算及修正，基于运载火箭气动流场数值仿真结果，通过对箭体表面单元压力和剪切应力沿箭体轴向进行分段积分的方法，计算得到气动线载荷分布，并通过设置目标法向力系数和目标压心位置对气动线载荷分布进行修正，解决了工程计算方法误差较大的问题，相比于传统方法需要根据设计师个人经验或者试验数据对运载火箭各部段的气动力进行分配，本发明基于CFD数值仿真结果，减少对工程师个人经验的依赖，计算效率高，鲁棒性好。

公开(公告)号：CN116305973B

公开(公告)日：2025-05-02

申请号：CN202310293734.2

申请日：2023-03-22

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 王吉飞 ,  舒忠平 ,  毛玉明 ,  程川 ,  宣传伟 ,  王亚博 ,  朱亮聪 ,  王东保 ,  余延生

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/14

Abstract: 一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，涉及运载火箭气动线载荷分布(法向力系数沿轴向分布密度)计算及修正，基于运载火箭气动流场数值仿真结果，通过对箭体表面单元压力和剪切应力沿箭体轴向进行分段积分的方法，计算得到气动线载荷分布，并通过设置目标法向力系数和目标压心位置对气动线载荷分布进行修正，解决了工程计算方法误差较大的问题，相比于传统方法需要根据设计师个人经验或者试验数据对运载火箭各部段的气动力进行分配，本发明基于CFD数值仿真结果，减少对工程师个人经验的依赖，计算效率高，鲁棒性好。

公开(公告)号：CN116432302A

公开(公告)日：2023-07-14

申请号：CN202310162734.9

申请日：2023-02-24

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 刘锦凡 ,  王亚博 ,  孙丹 ,  毛玉明 ,  宣传伟 ,  朱亮聪

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20

Abstract: 一种基于蓄压器非线性特性的Pogo时域仿真方法，基于建立的Pogo系统状态空间模型，获取系统状态矩阵A和E，求解系统广义特征值Λ和广义特征向量Φ，并构造转换矩阵T；确定状态矩阵AT与状态矩阵ET的广义特征值Λt和广义特征向量Φt，并构造转换矩阵Tt；根据转换矩阵T确定新空间下的Pogo状态方程；通过新空间的Pogo状态方程对外界干扰项进行修正，获取考虑蓄压器非线性的时域仿真模型，通过数值算法求解，可获取火箭结构特征点处的加速度，泵入口处的脉动压力等随飞行时间的收敛或发散情况，预测整个飞行过程中Pogo振动稳定性情况及Pogo振动的量级及持续时间，进而评估蓄压器对Pogo振动的抑制效果。

公开(公告)号：CN115728030A

公开(公告)日：2023-03-03

申请号：CN202211516878.1

申请日：2022-11-30

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 程川 ,  朱亮聪 ,  毛玉明 ,  刘锦凡 ,  王吉飞 ,  王亚博 ,  宣传伟

IPC: G01M9/06

Abstract: 本发明提供了一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置，包括：建立箭体三维坐标系；基于箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；根据压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。从而能够解决卫星整流罩分离对压力测点位置的约束影响，通过解算算法冗余设计和温度补偿设计，提高运载火箭主动段飞行攻角测量的精度和稳定性。