-
公开(公告)号：CN117429625A
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311588978.X
申请日：2023-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种双线性正切律的空间轨道有限推力最优变轨方法。包括：定义推力方向；建立二体轨道下含推力的动力学方程；利用二体轨道下含推力的动力学方程和推力方向进行积分求解，获得虚拟的终端状态位置、速度；根据终端状态约束，获得给定距离脉冲施加点前的飞行时间和定距离脉冲施加点后的飞行时间；确定脉冲变轨时刻对应的发动机开机点和脉冲变轨时刻对应的发动机关机点；确定变轨对应的运动轨迹以及每时每刻对应的位置和速度。本发明可以计算出航天器在轨机动和变轨时基于脉冲变轨对应的符合最优控制观点下的最优变轨策略。
-
公开(公告)号：CN119670367A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411664402.1
申请日：2024-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张凯 , 赵民 , 陈海鹏 , 贾倩 , 郑小鹏 , 赵山杉 , 张升升 , 刘闻 , 汪宏昇 , 王小辉 , 闫嘉伟 , 黄彬 , 陈锐豪 , 赵月 , 武健辉 , 李枫 , 陈忠灿 , 贺淇楝 , 李杰奇 , 徐峰涛
IPC: G06F30/20 , G06F30/27 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06N3/048 , G06N3/08 , G06F119/08 , G06F119/12 , G06F111/08 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 一种高速飞行器热防护系统设计与优化方法，考虑了热防护系统设计及应用中物性参数、热流密度和几何外形等的不确定性和参数的概率分布特性，将其嵌入到设计流程中，实现了热防护系统不确定性分析及其设计优化；利用核密度理论对热防护设计中的材料属性参数、输入环境参数、加工工艺参数等小子样特性参数进行不确定性建模，实现输入参数不确定性分布特征的准确建模；通过基于物理信息的代理模型进行设计参数的优化，使得设计模型和结果具有可解释性，具有很强的外推和泛化能力。
-
公开(公告)号：CN107977009A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711158827.5
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，属于航空航天控制技术领域。本发明充分考虑了吸气式动力、质心运动、姿态运动之间的强耦合，针对耦合系统中参数确定的部分，提出了考虑耦合影响的静态控制律，可最大限度利用已知参数，提高姿控响应品质；针对耦合系统中的参数不确定部分，提出了具有参数自适应功能的控制律，可在线调整控制参数，应对参数不确定性的影响，确保飞行稳定。
-
公开(公告)号：CN119538770A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411544149.6
申请日：2024-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈忠灿 , 赵民 , 陈海鹏 , 郑小鹏 , 赵山杉 , 武健辉 , 赵月 , 张升升 , 李枫 , 贺淇楝 , 张凯 , 徐峰涛 , 陈锐豪 , 王小辉 , 雷建长 , 陈民 , 董晓琳
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种相变发汗冷却非平衡流动传热数值模拟方法，初始化赋值后，根据流体温度获得液相和气相的物性参数计算混合密度、混合动力粘度、混合焓、对流项系数和扩散项系数；为冷却流体连续性方程、冷却流体动量方程、冷却流体能量方程、多孔骨架能量方程赋予边界条件；求解冷却流体连续性方程和冷却流体动量方程；将冷却流体能量方程和多孔骨架能量方程中的各项划分成非稳态项、对流项、扩散项和源项，通过编写UDF函数对上述四项进行表达，然后加载到FLUENT中的UDS方程中，求解新的混合速度、新的混合压强、新的混合焓、新的固相温度，判断其与本次迭代中对应初始值之间的差值，若符合要求即可结束计算，否则更新固相温度、流体饱和度后，重新迭代。
-
公开(公告)号：CN117473784A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311583622.7
申请日：2023-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈海鹏 , 雷建长 , 雍颖琼 , 马梦颖 , 贾晓璇 , 钟杰华 , 许元男 , 张升升 , 顾祥玉 , 史锐 , 宗凯 , 李广良 , 王鑫蔚 , 喻海川 , 高伟凯 , 董晓琳
IPC: G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 针对当前可靠性试验验证存在要求子样数量多、成本高、周期长等难题，提出基于改进一次二阶矩方法的结构件可靠性试验验证方法，弥补了当前基于改进一次二阶矩方法的结构件可靠性验证均是仿真验证的不足。本发明公开一种面向概率结构件的小样本可靠性试验验证方法，包括：S1、根据试验测试寻找到失效等值面，根据失效等值面，计算得出最可能失效点MPP点的方向；S2、通过获取的坐标原点到最可能失效点MPP点的方向，按一定加载步长加载载荷直至结构件满足位移/应变许用值，得到结构件真实MPP点，根据改进一次二阶矩方法原理反算结构件真实可靠性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115809504A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211425942.5
申请日：2022-11-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明给出一种多源气动数据不确定度量化评估方法，包括：对于因风洞不同或模型缩比不同产生的若干组风洞试验数据，选择基准数据并确定气动数据的不确定度；对于因计算软件不同或计算网格不同而产生的若干组数值仿真数据，计算基准数据并确定气动数据的不确定度；将风洞试验数据和数值仿真数据融合，确定多源气动数据的标称值；进行多源气动数据不确定度量化，得到多源启动数据不确定量化结果。本发明的方法可广泛应用于高超飞行器气动特性偏差带设计，结合飞行环境剖面，综合考虑风洞试验数据、数值仿真数据，采用基准数据修正+气动数据不确定度量化的方式给出气动数据库。
-
公开(公告)号：CN107738755B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201711139004.8
申请日：2017-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法，主被动热管理系统中的冷却网络包括燃料冷却管路、冷却换热器和液氮冷却系统；燃料箱中的燃料经所述冷却管路流至设置在高温部位的冷却换热器，对高温部位降温后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分进入液氮冷却系统冷却后返回燃料箱。本发明高效主被动热管理系统采用全飞行器的主动防热和被动防热相结合，一方面对于高温部位保证其非烧蚀重复使用要求，另一方面对于非高温部位仅采用被动防热，降低防热系统复杂性，减小对燃料的需求。冷却网络先经过温度较低的部位，再通过发动机高温部位，提高燃料的利用率。
-
公开(公告)号：CN107738755A
公开(公告)日：2018-02-27
申请号：CN201711139004.8
申请日：2017-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法，主被动热管理系统中的冷却网络包括燃料冷却管路、冷却换热器和液氮冷却系统；燃料箱中的燃料经所述冷却管路流至设置在高温部位的冷却换热器，对高温部位降温后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分进入液氮冷却系统冷却后返回燃料箱。本发明高效主被动热管理系统采用全飞行器的主动防热和被动防热相结合，一方面对于高温部位保证其非烧蚀重复使用要求，另一方面对于非高温部位仅采用被动防热，降低防热系统复杂性，减小对燃料的需求。冷却网络先经过温度较低的部位，再通过发动机高温部位，提高燃料的利用率。
-
公开(公告)号：CN119578281A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411610715.9
申请日：2024-11-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及高速飞行器气动力－热－结构多场耦合智能预测方法，属于高速飞行器设计技术领域；根据飞行器飞行轨迹，抽取用于计算气动力和气动热状态的样本参数；对飞行器进行建模，模拟计算获取气动力和气动热数据集；计算沿轨迹的飞行器温度场；对气动力数据集进行训练，获得气动力预测模型；计算飞行器模型的结构应力位移场数据；在气动力数据集、飞行器温度场、飞行器模型的结构应力位移场数据中，提取关注的飞行器特征点相应数据，获得特征点数据集；对特征点数据集进行训练，得到精确的预测结果；本发明对模拟仿真的气动力－热－结构耦合数据进行人工智能算法离线学习建模后，实现输入飞行轨迹，快速预测输出飞行器特征点数据沿飞行轨迹变化的数据。
-
公开(公告)号：CN119537943A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411544102.X
申请日：2024-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F18/214 , G06F18/213 , G06F17/16 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种航天装备一体化集成试验设计方法，属于系统工程技术领域。该方法首先将不同系统子集、不同试验模式和科目的试验空间转换映射，统一到一个具有相同基矢量的希尔伯特空间，实现试验空间归一化。其次，子系统试验样本的数据流映射到其他集成试验的样本中，用矩阵运算的形式表示复杂系统的试验空间分解与计算方法，实现试验空间的分解、优化、获取、聚合。最后，伴随研制过程的全系统动态迭代演化过程，对试验科目和试验内容进行综合一体化设计，减少冗余试验，方便开展并行试验，也方便不同分系统试验数据的综合利用。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
23
records
(took 0.03 seconds)
