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公开(公告)号：CN117094073A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310642422.8
申请日：2023-05-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，包括建立固体助推器的六自由度动力学模型；六自由度动力学模型为被动段状态变量关于箭体系上的合力矩的函数；建立来流攻角模型和来流方位角模型；根据来流攻角模型和来流方位角模型得到助推器下落过程中箭体系上的合力矩；以助推器分离点的数据作为仿真初始值，将所述箭体系上的合力矩代入六自由度动力学模型进行仿真，得到助推器落点信息。本发明可快速分析固体助推器在下落段的各弹道特征参数，发现其被动段运动规律，使固体助推器落点计算结果更加准确。
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公开(公告)号：CN116401845A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310310379.5
申请日：2023-03-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种通用芯级组合体返回弹道设计方法，包括S1获取卫星轨道目标参数；S2优化芯级组合体不返回情况下的弹道，满足卫星轨道目标参数，使主动段的运载能力最大；S3调整芯级发动机节流系数，根据卫星轨道目标参数对主动段进行再次优化；基于再次优化后的主动段，根据芯级发动机节流系数和芯级组合体关机时间，得到主动段结束时刻芯级推进剂剩余量；S4确定返回弹道中的返回段，满足返回段各约束；S5根据主动段结束时刻芯级推进剂剩余量，得到着陆时刻芯级推进剂剩余量；S6判断着陆时刻芯级推进剂剩余量是否满足要求；若满足要求，则返回弹道设计为完成；若不满足要求，返回步骤S3。本发明方法设计及工程实施简单、可大大减小火箭回收成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115906277A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211368571.1
申请日：2022-11-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的运载火箭加上面级联合轨道设计方法包括：步骤1，将运载火箭作为基础级，上面级作为末级，建立三自由度联合弹道优化模型；步骤2，根据目标任务特点，确定联合设计轨道分段；所述联合设计轨道分段包括上面级工作次数、转移轨道类型；步骤3，确定上面级第一次工作起点，完成联合优化；转移轨道确定后，对运载火箭基础级和上面级第一次工作段进行联合轨道优化，确定上面级第一次工作起点。本发明的运载火箭加上面级联合轨道设计方法，通过对运载火箭基础级和上面级轨道进行联合优化，确定上面级第一次工作起点，能够极大提高运载火箭基础级和上面级组合后的运载能力，工程上具有很高的应用价值。
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公开(公告)号：CN105183927A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510236518.X
申请日：2015-05-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种多星分离参数优化方法，包括：步骤1，根据多星分离主要目标要求确定等效目标函数及参数集合；步骤2，根据所述目标函数对所述参数集合进行敏感度分析，获得一个由关键参数组成的关键参数集合；步骤3，根据所述目标函数求所述关键参数集合的最优解；步骤4，轨道仿真试验，筛选易碰撞飞行体组合；步骤5，对所述关键参数集合最优解施加特定概率分布的干扰，进行蒙特卡洛仿真试验，计算所述易碰撞飞行体组合中各颗卫星的警戒和碰撞概率，若警戒或碰撞概率大于或等于各自的预设最大值，则调整所述目标函数中的加权系数后返回步骤3，若警戒和碰撞概率小于各自的预设最大值，则输出所述警戒和碰撞概率和对应的最优关键参数集合。
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公开(公告)号：CN118167504A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410253983.3
申请日：2024-03-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种液体运载火箭剩余推进剂排放装置及方法，液体运载火箭剩余推进剂排放装置包括气瓶、推进剂贮箱、电爆活门和气控活门。电爆活门设有电爆活门进气口和电爆活门出气口，气控活门设有气控活门进气口、气控活门进液口和气控活门排液口，且气控活门进液口和气控活门排液口之间设有阀门。在剩余推进剂排放阶段，通过电爆活门控制气瓶内气体传输至气控活门进气口，利用气控活门进气口的气压控制阀门打开，使得推进剂贮箱内剩余推进剂传输至气控活门排液口向外排出。本发明可实现液体运载火箭子级残骸在下落过程中将剩余推进剂向外排出，避免出现起火和爆炸的情况。
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公开(公告)号：CN105183927B
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201510236518.X
申请日：2015-05-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种多星分离参数优化方法，包括：步骤1，根据多星分离主要目标要求确定等效目标函数及参数集合；步骤2，根据所述目标函数对所述参数集合进行敏感度分析，获得一个由关键参数组成的关键参数集合；步骤3，根据所述目标函数求所述关键参数集合的最优解；步骤4，轨道仿真试验，筛选易碰撞飞行体组合；步骤5，对所述关键参数集合最优解施加特定概率分布的干扰，进行蒙特卡洛仿真试验，计算所述易碰撞飞行体组合中各颗卫星的警戒和碰撞概率，若警戒或碰撞概率大于或等于各自的预设最大值，则调整所述目标函数中的加权系数后返回步骤3，若警戒和碰撞概率小于各自的预设最大值，则输出所述警戒和碰撞概率和对应的最优关键参数集合。
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公开(公告)号：CN119849024A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411781453.2
申请日：2024-12-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F111/04 , G06F111/08 , G06F119/02
Abstract: 本发明提出了一种基于模型的运载火箭适配器需求变更分析方法，应用于运载火箭适配器需求变更，以此来评估需求变更的影响程度，最大化满足用户需求，从而实现快速响应，降低成本。本发明通过构建运载火箭结构的复杂网络模型及用户需求与功能特性网络，进行需求变更的波及效应分析，研究用户需求与结构网络的相互影响程度，并结合零部件的现实约束条件，分析变更的约束条件，分析变更的可能性。建立运载火箭邻接矩阵，评估变更传播概率和影响度，以实现变更风险评估。根据需求变更的影响及设计生产能力，进行决策以确定是否接受变更。本发明能够快速响应用户需求，优化生产过程，提高经济效益。
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