公开(公告)号：CN116796587A

公开(公告)日：2023-09-22

申请号：CN202310477042.3

申请日：2023-04-27

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 朱春艳 ,  朱亮聪 ,  杨冰 ,  张卫东 ,  唐玉花

IPC: G06F30/23 ,  G06F30/15 ,  G06F119/14

Abstract: 一种固液捆绑火箭结构简化建模方法，包括：建立火箭结构三维有限元模型，火箭结构三维有限元模型包括箭体主结构模型和次级结构模型；针对箭体主结构模型，根据所述箭体主结构模型的类型，将所述类型的箭体主结构模型简化为低维度模型；针对箭体次结构模型，根据所述箭体次结构模型的类型，将所述类型的箭体次结构模型简化为质点单元模型；将全部箭体的各主结构模型和各次级结构模型进行简化，将所得到的所述低维度模型和所述质点单元模型依照所述火箭结构三维有限元模型的对应关系连接得到火箭结构简化模型。

公开(公告)号：CN116542044A

公开(公告)日：2023-08-04

申请号：CN202310496121.9

申请日：2023-05-05

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 郑博文 ,  毛玉明 ,  杨冰 ,  洪刚 ,  胡亮亮

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开了一种运载火箭飞行试验动特性评估方法，可以根据运载火箭飞行试验结果评估运载火箭实际飞行状态下的动特性。箭体动特性作为姿态控制系统的重要输入，评估结果可用于进一步完善箭体动力学模型、揭示箭体关键部位的传递路径等，提高后续发次箭体动特性的预示精度。运载火箭飞行试验动特性评估方法作为一种通用技术，可以广泛应用于运载火箭各个型号。

公开(公告)号：CN116663247A

公开(公告)日：2023-08-29

申请号：CN202310496112.X

申请日：2023-05-05

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 郑威 ,  毛玉明 ,  谭金强 ,  张亮 ,  杨冰 ,  孙丹 ,  朱春艳

IPC: G06F30/20 ,  G06T17/00 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提出了一种固体火箭发动机柔性接头三维模型修正方法，属于运载火箭领域。所述方法基于固体火箭发动机模态试验，对柔性接头三维模型进行网格重构和材料属性修正，获取柔性接头动力学修正模型，从而实现全箭动特性的高效、准确预示。解决了当前本领域缺乏柔性接头三维模型修正方法的问题。本发明可应用于固体运载火箭、固体捆绑运载火箭的模型修正。

公开(公告)号：CN116151027A

公开(公告)日：2023-05-23

申请号：CN202310349160.6

申请日：2023-03-31

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 朱春艳 ,  朱亮聪 ,  杨冰 ,  张卫东 ,  唐玉花

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/15 ,  G06F17/10

Abstract: 本发明公开了一种针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置，选定火箭基准点，在所述基准点设置基准加速度计和基准陀螺；选定斜率待测点，在所述待测点设置陀螺仪；选定试验模态阶次，对火箭箭体施加所述模态阶次定频正弦力激振，激振频率等同于该阶次模态频率；根据所述准加速度计、所述基准陀螺、所述待测点陀螺仪的测量值，计算基准点位移幅值为u，待测点角位移幅值为θ，基准点角速率相位为φ1，待测点角速率相位为φ2；确定全箭模态横向振动斜率根据待测陀螺和基准陀螺角速率的相位差Δφ＝φ2‑φ1，判断横向振动斜率值的正负符号,Δφ＜900则符号为负，Δφ≥900则符号为正。本发明可应用于捆绑火箭的动力学分析和俯仰、偏航、滚转多通道姿控设计。