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[发明专利]基于仿真数据的液体火箭晃动参数获取和防晃设计方法-CN202211584156.X在审
发明人：黄陈哲;刘重洋;郑洪伟;宋心成;兰薇薇;刘访;周前坤;田鹏宇;冯聪 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于仿真数据的液体火箭晃动参数获取和防晃设计方法，包括：防晃板设计，根据初始的弹道参数计算初始晃动参数，确定满足设计要求的防晃设计方案；晃动仿真，进行晃动参数的批量化仿真计算、整理形成逐条数据；晃动参数处理，根据仿真计算获取曲线，再结合模型进行数据拟合识别关键参数；建立数据库，根据已获取的数据建立晃动参数数据库；数据库的使用，根据需要提取系数和信息，在数据库中找到对应的晃动参数数据并获取。本发明提供的基于仿真数据的液体火箭晃动参数获取和防晃设计方法，既能够吸收仿真对应不同状态各种防晃设计数据获取的适应能力，也能够在后期迭代中快速实现晃动参数的获取，从而提升迭代效率，节约时间成本。
基于仿真数据液体火箭晃动参数获取设计方法

[发明专利]考虑动力学参数的火箭适配器优化结构设计方法-CN202211741412.1在审
发明人：黄陈哲;兰薇薇;郑洪伟;刘访;田鹏宇;刘重洋;周前坤;冯聪;宋心成 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-31 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请涉及火箭适配器结构设计技术领域，尤其是涉及一种考虑动力学参数的火箭适配器优化结构设计方法，包括以下步骤：结构模型设计，适配器设计，拓扑优化，详细设计指标，优化变量确定，灵敏度分析，优化设计目标，结构优化设计，动力学、强度校核。本申请的考虑动力学参数的火箭适配器优化结构设计方法，在设计初期阶段就考虑到动特性参数，避免将设计缺陷待人到下游专业，造成不必要的适配器反复设计，从而提高设计效率、降低风险、节省成本，且包括了各个设计阶段需要重点考虑的因素推荐，详细说明了优化目标的设置方法，并给出了一定的建议值，形成了一套完整的考虑动力学参数的适配器设计方法。
考虑动力学参数火箭适配器优化结构设计方法

[发明专利]一种系固保护设置方法、装置及电子设备-CN202310181173.7在审
发明人：严波;肖雯静;郭新颜;周思博;关晋凯;王梓尧;杨亚辉 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-27 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种系固保护设置方法、装置及电子设备，通过获取箭体在做平抛运动的竖直速度拉偏极值、水平速度拉偏极值、箭体的质量、系固保护绳索长度及系固保护绳索固定点到箭体的垂直距离；根据上述数据，确定得到箭体落地时系固保护绳索与竖直方向的目标夹角以及箭体落地时系固保护绳索绷紧时的绳索载荷；根据箭体落地时系固保护绳索与竖直方向的目标夹角以及箭体落地时系固保护绳索绷紧时的绳索载荷，确定系固保护的目标载荷。本方案创造性地考虑了紧急关机工况下箭体姿态，关机后箭体运动状态，确定系固保护需要承载的最大载荷，以适配合适的系固保护装置。为进行可重复使用液体火箭系固保护试验奠定基础。
种系保护设置方法装置电子设备

[发明专利]一种新型气缸分离结构-CN202211588583.5在审
发明人：王梓尧;代志刚;李金凌;翟海涛;周思博;刘家欣 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本发明涉及一种新型气缸分离结构。包括气缸杆、气缸筒、底座和翻转机构，所述气缸筒固定安装于底座，所述气缸杆套装于所述气缸筒内，所述气缸筒内还设置有端头和活塞，所述气缸杆装入气缸筒内的一端与所述端头的一端通过连接组件转动连接，所述端头的另一端与所述活塞相连接，所述活塞可推动所述端头向气缸筒出口端移动，所述气缸筒的尾部设置有后端盖，外部气源通过所述后端盖进入到所述气缸筒内。其有益效果为：气缸杆随分离体一起分离，减少分离动作次数，避免气缸杆与前一级火箭碰撞的风险；分离时气缸杆向远离箭体的方向偏转一定角度并锁定，避免与前一级火箭碰撞；销轴可以往回运动压缩弹簧，实现复位功能，方便进行地面功能检测。
一种新型气缸分离结构

[发明专利]一种多星防碰撞分离方法-CN202211583713.6在审
发明人：杨凯铜;黄晓平;岳小飞;王志军;唐梦莹;张修玮;刘李雷;何漫丽;谢凤云;周鑫;张昌涌;黎桪;李晓苏;邹延兵 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种多星防碰撞分离方法，在卫星分离后，根据卫星分离的方向，采用最速离散跟踪微分器生成调整的过渡姿态角指令，将火箭末级姿态往卫星分离的相反方向进行调整，火箭末级保持当前调姿角度经过安全时间Δt3后，再将火箭末级姿态调整至下一个卫星的分离姿态角，重复上述步骤继续分离后续卫星。通过末级与卫星分离方向反向调姿并保持调姿后的角度一定的安全时间，避免分离后的卫星与末级发生碰撞，通过最速离散跟踪微分器生成调姿过程中的姿态角指令，确保防碰撞调姿过程中末级姿态角的快速、平滑的过渡，保证调姿过程中末级绕质心运动的平稳，避免对后续卫星分离造成影响。
一种多星防碰撞分离方法

[发明专利]一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统-CN202111312427.1有效
发明人：邹延兵;黎桪;李晓苏;张昌涌;刘克龙;汪潋;周一凡;王志军;王震;王晓玮;尹仕卿;骆信宇;冯刚;刘宏;胡驰;周军 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-11-08 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
一种基于推力运载火箭弹道方法系统

[发明专利]一种可重复使用演示验证火箭的紧急关机控制方法-CN202310110020.3在审
发明人：朱佩婕;杨跃;可钊;罗庶 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-09 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种可重复使用演示验证火箭的紧急关机控制方法，所述方法包括：对所述火箭进行至少一项参数检测；如果任意一项参数检测满足对应预设条件，则控制所述火箭的发动机切换至关闭状态。本申请提供的技术方案可以针对火箭进行多维度检测，判断火箭的实时飞行状态，如果实时飞行状态出现异常，可以及时采取控制措施，准确判断演示验证火箭在试验过程中的飞行风险，进而做出合理的控制措施，保证对地面设备及实验人员的生命财产安全。
一种重复使用演示验证火箭紧急关机控制方法

[发明专利]一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置-CN202310023464.3在审
发明人：黎桪;王志军;张昌涌;周鑫;邹延兵;李晓苏;刘克龙 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及运载火箭制导设计技术领域，尤其涉及一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置，所述控制方法包括：基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。通过本申请提供的方法，能有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，从而降低火箭残骸回收的工作难度和工作量。
一种固体运载火箭分离残骸控制方法装置

[发明专利]一种运载火箭整流罩的数据分区方法及系统-CN202310134969.7在审
发明人：刘浩;李钧;龚习;冯刚;杨跃;姜航;朱佩婕;胡智珲;尹仕卿;陈辰;王迎春 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-20 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种运载火箭整流罩的数据分区方法及系统，所述方法包括：对所述整流罩进行流体力学仿真计算，得到整流罩表面压力数据；将所述整流罩表面压力数据由笛卡尔坐标系表示转化为柱坐标系表示；其中，所述柱坐标系中的x轴和整流罩轴线平行；根据强度分析的需求，沿所述整流罩轴线对所述整流罩表面压力数据进行轴向的数据分站，得到n个轴向数据集合；在每个轴向数据集合内部进行周向的数据分站，使每个轴向数据集合内形成m个周向数据集合；计算每个周向数据集合内的平均压力，并加载到所述整流罩对应区域。
一种运载火箭整流数据分区方法系统

[发明专利]一箭多星星箭分离装置-CN202211731587.4在审
发明人：黄小青;翟海涛;胡吉军;周思博;严波;何丰 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-30 - 公布日： 2023-04-28 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本申请涉及火箭技术领域，尤其是涉及一种一箭多星星箭分离装置，包括适配器和多个卫星，多个卫星沿火箭轴线方向依次叠装于适配器上，相邻卫星之间设置有多组弹性销轴结构，距离适配器最远的卫星和适配器之间设置有爆炸解锁结构；爆炸解锁结构处于锁紧状态时，爆炸解锁结构用于将所有卫星固定于适配器上；爆炸解锁结构处于解锁后，弹性销轴结构中的部分结构产生驱使卫星分离的弹力，且多个卫星沿火箭轴线方向逐个弹射分离。本申请的一箭多星星箭分离装置，降低了适配器设计难度及星箭对接装配难度，且只需要一组爆炸解锁结构就可以实现多个卫星的同时解锁，结构简单，系统可靠性高。
一箭多星星分离装置

[发明专利]一种缓冲支撑装置及着陆支撑设备-CN202310263457.0在审
发明人：王铭刚;史学昌;汪融;敖经滔;王健;汪焱;徐国伟 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-03-17 - 公布日： 2023-04-28 - 主分类号： B64G1/62 文献下载
摘要：本申请公开了一种缓冲支撑装置及着陆支撑设备，解决了现有技术中缓冲器暴露于外部环境中，影响吸能效果的技术问题，其中缓冲支撑装置包括第一端相互铰接的主支撑柱和一个以上副支撑柱，主支撑柱和一个以上副支撑柱均设有空腔；主支撑柱和一个以上副支撑柱中的至少一个的第二端设有缓冲器，缓冲器包括连接的固定部和伸缩部，固定部设于空腔内，伸缩部至少部分伸出于空腔外。通过将缓冲器设置于空腔内，由于缓冲器的缓冲性能易受温度影响，缓冲器的固定部预埋于空腔内，最小程度地减少缓冲器暴露于外部环境中，能够尽量避免发动机喷流辐射、尾焰反卷等热环境干扰因素，保证缓冲器着陆时的正常缓冲吸能，有效避免着陆过程中的反弹。
一种缓冲支撑装置着陆设备

[发明专利]一种液体姿控发动机推力的确定方法、装置、设备和介质-CN202211692463.X在审
发明人：黄晓平;刘李雷;岳小飞;王志军;张修玮;唐梦莹;杨凯铜;刘克龙;左湛;黎桪 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请涉及运载火箭姿态控制技术领域，尤其涉及一种液体姿控发动机推力的确定方法、装置、设备和介质，所述方法包括：对箭体上陀螺仪输出的总角速率进行滤波，获得箭体刚体角速率和时间数据；接着对所述刚体角速率和所述时间数据进行线性拟合，获得所述箭体的角加速度；最后根据所述角加速度，计算获得所述液体姿控发动机推力。本方法无需使用姿控喷管工作段的角速率信息计算姿控推力，从而提高姿控推力的计算精度，准确确定液体姿控发动机的实际推力。
一种液体发动机推力确定方法装置设备介质

[发明专利]一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备-CN202310024058.9在审
发明人：汪潋;黎桪;李晓苏 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G05D3/12 文献下载
摘要：本申请涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种姿态角的计算方法、装置、介质、以及电子设备，所述方法包括：所述方法包括：构建目标坐标系，确定所述目标坐标系和地心坐标系之间的第一转换矩阵；获取目标过程前后箭体坐标系和所述目标坐标系之间的第二转换矩阵，基于所述第二转换矩阵计算所述目标过程前后所述箭体坐标系和所述目标坐标系之间的目标欧拉角；基于所述目标欧拉角，确定所述目标过程中所述箭体坐标系和所述目标坐标系的第三转换矩阵；计算所述目标过程中所述箭体坐标系和导航坐标系之间的第四转换矩阵，确定所述导航坐标系中的火箭姿态角。本申请提供的技术方案能够准确计算火箭在调姿过程中的飞行姿态角变化。
一种姿态计算方法装置介质以及电子设备

[发明专利]一种可重复使用运载火箭逆向喷流数值仿真方法及系统-CN202310148748.5在审
发明人：刘浩;李钧;龚习;冯刚;杨跃;姜航;朱佩婕;尹仕卿;胡智珲;陈辰;王迎春 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-20 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种可重复使用运载火箭逆向喷流数值仿真方法及系统，所述方法包括：建立喷管相关网格模型；以喷管喉部作为喷流计算的入口边界，并确定喷管的其他相关边界条件；控制喷管喉部按照发动机中的真实燃气组分给定质量百分比，以及控制空气来流按照所遇真实来流给定空气组分百分比；控制所述运载火箭逆向喷流所用的来流马赫数和喷管喉部静压值在计算过程中逐步变化，以对所述运载火箭逆向喷流进行仿真计算。
一种重复使用运载火箭逆向喷流数值仿真方法系统

[发明专利]一种摇摆软管钢丝编织角度确定方法及装置-CN202310160156.5在审
发明人：朱景文;胡如意;彭彦召;李标;孙晓伟;刘岳;卢安军 -专利权人： 航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-23 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开一种摇摆软管钢丝编织角度确定方法及装置，通过获取摇摆软管的介质内压、钢丝分布圆直径、波纹管通径、钢丝直径、每根钢丝的钢丝初始长度、摇摆软管初始长度；然后根据所述摇摆软管的介质内压、钢丝分布圆直径、波纹管通径、钢丝直径、每根钢丝的钢丝初始长度、摇摆软管初始长度，确定第一函数关系及第二函数关系；之后根据所述第一函数关系及所述第二函数关系，确定目标钢丝盘绕角度，用以计算得到钢丝编织角度。如此，在降低摇摆软管弯曲引起的发动机摇摆负载力矩的同时，提高钢丝网套摇摆软管钢丝受力均匀性，提高其承载能力，从而提高摇摆软管使用寿命。
一种摇摆软管钢丝编织角度确定方法装置