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公开(公告)号：CN113867125B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202111092888.2
申请日：2021-09-17
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明涉及一种EDL高动态环境下关键环节转换多余度安全保障方法，包括GNC处理模块第1个控制周期，推力器姿态控制禁能；GNC处理模块第2个控制周期开始，向数管处理模块发出总线通信触发信号；从GNC处理模块第4个控制周期开始，连续3个控制周期每周期向数管处理模块发出脉冲电平触发信号；数管处理模块第1个时间片，长脉冲指令压合控制继电器及推进阀门实现状态保持，指令持续时间ΔT2；数管处理模块第2个时间片～第4个时间片，执行火工品起爆指令；数管处理模块第5个时间片，回复GNC收到总线通信触发信号。本发明可以在EDL过程中对上述高动态复合力学环境进行自适应，保证产品状态稳定，关键功能正常执行。
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公开(公告)号：CN117875197A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311461985.3
申请日：2023-11-06
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 一种发动机喷流热效应工程分析方法，采用发动机喷流流场计算和喷流对设备热效应分步计算的策略，首先通过数值求解N‑S方程，得到发动机燃气内外流场参数；而后通过构造复杂构型设备表面网格，采用插值方法得到网格点流动参数；最后通过对流动相对于面网格的入射角大小进行判断，分别采用低入射角参考焓、大入射角驻点流和中入射角加权方法，得到燃气喷流对设备面网格上的热流密度分布。该方法解决了复杂构型发动机热喷流分析建模困难，计算耗时多等问题，可快速开展复杂构型设备发动机热喷流影响评估，为设备位置调整和受热防护设计提供参考。
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公开(公告)号：CN113734474B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202110908845.0
申请日：2021-08-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种多约束下大底分离触发条件确定方法，包括以下步骤：降落伞开伞后，在每个控制周期内，判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件：如果未达到饱和，则判断Δt和Tmin的大小；如果达到饱和，则判断Δt和Tmax的大小；如果Δt≥Tmin，则判断ΔV和ΔVt的大小，如果Δt
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公开(公告)号：CN114104339A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202110949327.3
申请日：2021-08-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，涉及制导控制技术领域，针对现有技术中着陆器与降落伞背罩组合体分离后会发生降落伞背罩组合体落地时覆盖着陆器的问题的问题，本申请通过蒙特卡洛仿真方法离线确定降落伞背罩组合体的落点散布，且在仿真分析过程中利用气动参数拉偏保证了降落伞最短和最长留空时间与不同风向组合包含在仿真中，使降落伞散布椭圆覆盖了各种极端工况，结果更加保守可靠。在着陆过程中，基于多项式制导预测着陆器落点，仅对落在降落伞落点散布区域内的情形施加机动规避，且机动目标是使着陆器移动最短距离到达降落伞散布区域之外。
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公开(公告)号：CN113609594A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110950687.5
申请日：2021-08-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/20
Abstract: 一种防热大底安全分离条件确定方法，涉及航空航天技术领域，针对现有技术中缺乏确定大底分离安全条件的方法的问题，本申请综合考虑大底与探测器的弹道系数、火工品作用(通过爆炸来对外做功，用来把两个相连的物体推开，比如火箭的两级、防热大底和探测器)、大底与探测器的相对姿态，通过对各分离条件进行逐步分析，确定大底安全分离所需的分离速度、高度、分离相位、角速度、马赫数，本申请可以高效地给出大底分离触发的约束条件，适用于不同构型的火星探测器。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103440408B
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201310354262.3
申请日：2013-08-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种月球探测器着陆安全概率的快速分析方法，包括模拟着陆器在不同角度的坡面上着陆，得到可引起着陆器翻倒的坡度阈值；将月表地形地貌模型与嫦娥二号探测数据相结合，生成月表地形地貌模型；将所述月表地形地貌模型按照不同坡度分为K个地形地貌模型;在每个地形地貌模型上均进行N次着陆仿真实验;根据嫦娥二号得到的月表数据进行分析，得到月表地形地貌模型中坡度为ki的坡度所占的比例Ci；根据全概率公式计算初步着陆安全概率分析结果利用本发明的技术方案能够为着陆器着陆月球表面的具体地点提供选择依据。
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公开(公告)号：CN103274288B
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201310221485.2
申请日：2013-06-05
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于着陆器冲击试验的吊挂释放系统，仅仅采用吊梁、两条垂直吊带、挂弹钩和两条斜吊带等简单设备即实现了着陆器的吊挂与释放，使本发明的吊挂释放系统具有原理和结构简单、容易实现的优点；通过设计吊点转接件，将被支撑架的水平三角板遮挡住的整器吊点移位，且通过U型吊点转接件的作用后，将垂直吊绳的作用力间接加载在整器吊点上，并没有改变作用力的属性，因此不会对着陆器造成不必要的损伤；通过采用两条保护带，避免本发明的系统释放后，吊梁等部件对着陆器造成干涉或损伤；通过在着陆器两侧连接限位绳，避免着陆器在上升和释放过程中产生摆动或倾倒，保护斜吊带和垂直吊带等不受剪切力被切断。
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公开(公告)号：CN103335803A
公开(公告)日：2013-10-02
申请号：CN201310220490.1
申请日：2013-06-05
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M7/08
Abstract: 本发明提供了一种着陆器冲击试验方法，能够完成着陆器的地标冲击试验，获得着陆器冲击试验数据；采用吊梁、两条垂直吊带、两条斜吊带和挂弹钩等简单设备即实现了着陆器的吊挂与释放，使本发明的试验方法具有原理和结构简单、容易实现的优点；通过采用尼龙搭扣来实现模拟着陆器与着陆面之间最大摩擦系数，通过在木板上涂刷油漆和铝粉实现0.4的摩擦系数，使本发明的冲击试验真实模拟月表环境，从而使试验数据更真实可靠；通过设计吊点转接件，将被缓冲器支架的水平三角板遮挡住的整器吊点沿竖直方向（X方向）移位，且通过U型吊点转接件的作用后，将垂直吊绳的作用力间接加载在整器吊点上，并没有改变作用力的属性，因此不会对着陆器造成不必要的损伤。
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公开(公告)号：CN103278346A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310220502.0
申请日：2013-06-05
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种着陆器稳定性试验方法，通过采用一个具有倾斜角的倾斜着陆板作为着陆器的着陆面，采用过着陆器质心的吊绳吊挂着陆器在倾斜着陆面上进行着陆试验，使着陆器获得了与在月表相同的重力，由此使得地表试验真实模拟月面真实重力环境；同时该方法具有原理简单容易实现的特点；通过在倾斜着陆板上铺设尼龙搭扣和粉刷油漆和铝粉模拟月壤对着陆器足垫的摩擦力大小，使本发明的稳定性试验更加真实模拟月球表面的重力环境和自然环境，由此提高试验真实性和试验数据的准确性。
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公开(公告)号：CN114132530B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202111094458.4
申请日：2021-09-17
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，包括：为航天器配置多源测量传感器；确定航天器下降段的动力学参数；确定软着陆全过程重点监控参数，作为判断安全软着陆的成功判据集；开展基于全因子实验设计的软着陆动力学分析；确定软着陆安全性最高的机械开关触发关机模式；确定加速度关机触发阈值；确定计时触发关机阈值；航天器在着陆过程中进行持续实施减速和姿态控制。本发明可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求，并降低发动机的热效应影响，提升航天器地外天体软着陆的安全性。
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