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[发明专利]一种基于MATLAB对油气式缓冲器建模的方法-CN202310682407.6在审
发明人：刘访;梁家伟;黄陈哲;刘重洋;田鹏宇;周前坤;宋心成;朱佩婕;杨跃;郑洪伟;马道远;崔敏亮 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-06-09 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供一种基于MATLAB对油气式缓冲器建模的方法，方法包括：确定需模拟的油气式缓冲器的内部作用力；基于MATLAB创建所述油气式缓冲器的多体动力学模型；通过对弹簧力与压缩行程曲线和阻尼力与压缩速度曲线进行预处理，结合设计参数确定所述多体动力学模型的输入参数。本发明使用相对简单的方法实现了油气式缓冲器的准确建模，避免了Adams和MATLAB两个软件平台间的数据交互，也不需处理两个不同软件平台间接口编写的问题。
一种基于 matlab 油气缓冲器建模方法

[发明专利]一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置-CN202310521884.4在审
发明人：杨跃;刘浩;可钊;李钧;朱景文;朱佩婕;龚习;刘岳;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-05-10 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本申请涉及一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干主发动机，还包括设置于箭体尾段的环形保护罩，所述环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过若干个驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动所述环形保护罩沿箭体轴线方向收缩或伸出。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低主发动机伺服系统在返回段的气动负载力矩，大幅降低了主发动机伺服系统的设计难度，从而降低了可回收火箭的研制成本；结构简单，不额外占用箭体内有限的空间，进一步提高了运载能力；紧凑地设置在箭体外壁，有利于箭体的安装、操作和维护。
一种可回收火箭尾部发动机活动环形保护装置

[发明专利]一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置-CN202310521923.0在审
发明人：杨跃;刘浩;可钊;李钧;朱景文;朱佩婕;龚习;刘岳;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-05-10 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本申请涉及一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置，包括中心发动机，还包括多个裙板，多个所述裙板可折叠的沿周向均匀设置在所述中心发动机的推力室外壁上。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低中心发动机伺服系统在返回段的气动载荷力矩，大幅降低了中心发动机伺服系统的设计难度，降低了可回收火箭的研制成本；裙板在中心发动机上升段及返回段开机工作过程中呈折叠状态，贴合于中心发动机推力室外壁面，不影响中心发动机摇摆工作；裙板采用直线舵机进行控制，结构简单，可以自由折叠和展开。
一种可回收火箭返回发动机伺服负载力矩降低装置

[发明专利]一种固体运载火箭留轨末级设计方法及装置-CN202310610167.9在审
发明人：胡智珲;姜航;李钧;陈辰;曹晋;金睿;李鑫;冯刚;尹仕卿;孙小东;张旭;朱佩婕;可钊;李军峰;彭焱 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本发明公开一种固体运载火箭留轨末级设计方法及装置。通过获取留轨的试验载荷的空间试验要求；根据空间试验要求，确定试验载荷的安装位置；将固体运载火箭的末级作为试验载荷的搭载平台，末级与主卫星脱离后，末级的剩余推进剂为末级以及试验载荷留轨运行时提供能量。如此，可在主卫星与末级分离后，继续留轨搭载小卫星能够开展空间试验，从而提供更多空间试验机会，大大降低小卫星的试验成本，提高运载火箭末级的利用率。
一种固体运载火箭留轨末级设计方法装置

[发明专利]一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法-CN202110940743.7有效
发明人：杨跃;朱佩婕;罗庶;马道远;梁家伟;赵学光;李金梅;李钧;岳小飞;韩明晶;龚习;王迎春;朱丹 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-08-17 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法。通过对飞行时间进行分段设计，匹配各对应高度段的轴向飞行过载，使得各对应高度段的轴向飞行过载适宜垂直回收验证火箭的验证飞行，具体设计方法是：通过按时序对发动机进行推力调节，实现箭体轴向飞行过载的交错变化，为垂直回收演示验证火箭飞行全程提供适宜的轴向飞行过载，最终可以实现垂直受控着陆回收。本方法保证演示验证火箭全程都具有适当的飞行过载，规避了低过载下贮箱推进剂管理的复杂问题；规避了发动机二次点火的复杂问题；不需研制复杂的推进剂管理系统；为可回收关键技术验证提供了较适宜的飞行环境；为垂直回收演示验证火箭的总体设计提供了有力支撑。
一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法

[发明专利]一种基于MBSE的运载火箭逻辑架构一致性验证方法及装置-CN202211666593.6在审
发明人：熊双武;朱佩婕;闾三宇;张行;阮彩霞;马道远;胡文强;龚卿青 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-23 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于MBSE的运载火箭逻辑架构一致性验证方法，本发明对运载火箭系统逻辑架构进行仿真，对各个相关子系统建立了状态机，状态机图可表征一个对象在生命周期内所经历的各种状态，以及引起状态变化的事件，同时对功能按照状态进行划分。自动生成的时序图描述了对象与对象之间传递消息以及功能执行的先后顺序。建立的架构图表示一个系统的内部组成以及各个组成负责执行的功能，并显示系统的周边对象以及与周边的数据接口。本发明通过对架构模型的状态机或者时序图来对系统架构进行评判，验证状态机图和工作场景的一致性，以及功能的分解的正确性；以此来检验是否正确理解用户需求，从而在早期发现问题，减少更改，降低研制成本。
一种基于 mbse 运载火箭逻辑架构一致性验证方法装置

[发明专利]一种基于MBSE的运载火箭快速架构建模方法-CN202211666594.0在审
发明人： 朱佩婕;熊双武;杨跃;可钊;闾三宇;阮彩霞 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-23 - 公布日： 2023-05-26 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于MBSE的运载火箭快速架构建模方法。本发明的建模步骤为：先建立通用架构模型，进行需求条目化，取消了运行分析步骤；直接在系统分析的基础上，向下一个层级，引入了子系统分析及汇总的概念；同时基于通用架构模型，结合原建模方法，给出了后续具体建模步骤的补充。由于不同型号的运载火箭系统需求、组成、功能基本类似，火箭的方案论证主体工作更多集中在实现某功能的不同方案选择，协同仿真计算及技术状态管控中。因此本发明在建立火箭架构模型前，先完成通用架构建模；建立的模型具有更好的复用性，降低了各型号火箭建模的工作量，可以提高运载火箭数字化架构模型建模效率，加快型号数字化转型。
一种基于 mbse 运载火箭快速架构建模方法

[发明专利]一种垂直起降演示验证火箭着陆后处理时序设计方法及系统-CN202211739781.7在审
发明人：杨跃;朱佩婕;丁子航;赵学光;罗庶;可钊;李钧;马道远;刘岳;龚习 -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： 2023-05-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法，包括判定箭上贮箱气枕压力、箭体或场地状况、场地甲烷浓度状态，若均未出现异常，则开始泄出燃料；燃料泄出后完成后，继续判定气枕压力、箭体或场地状况、着陆场地燃料浓度是否异常，若均未出现异常，则开始泄出氧化剂；氧化剂泄出完成，恢复箭地之间的机械和电气接口连接，执行撤收流程。本发明提供的垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法适用于推进剂采用液氧甲烷推进剂的垂直起降演示验证火箭，该后处理时序采用人员远程控制，解决了火箭后处理时的人员安全性问题，确保高安全性、无害化火箭回收后处理，为可回收关键技术验证提供了较好的环境。
一种垂直起降演示验证火箭着陆处理时序设计方法系统

[发明专利]一种可回收运载火箭落点控制方法-CN202211731687.7在审
发明人：杨跃;岳小飞;黎桪;唐梦莹;朱佩婕;可钊;龚习;刘岳 -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： 2023-05-16 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种可回收运载火箭落点控制方法，包括陆前开机控制、着陆前高度控制、着陆前水平位置控制、着陆前关机控制；陆前开机控制是基于落点坐标系进行迭代计算，若计算到vyfsi不大于零，则进行下一次迭代；当计算到vyfsi大于零时，判断当前yfsi是否小于零，若是，则发动机开机；否则，发动机不开机；结束迭代；着陆前高度控制是通过迭代计算，计算得到vyfsi大于零或yfsi小于零时，判断vyfsi是否小于vmx，若是，则结束迭代；若否，对目标视加速度则进行更新；基于目标视加速度Wax,j+1调整发动机推力，然后进行下一次迭代计算。本方法中控制指令计算量较小，制导回路稳定性高，具有较高的工程应用价值。
一种可回收运载火箭落点控制方法

[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]一种火箭离台数据处理方法以及装置-CN202310116619.8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： 2023-04-18 - 主分类号： G06T17/00 文献下载
摘要：本申请涉及数据处理技术领域，具体而言，涉及一种火箭离台数据处理方法，所述方法包括：获取火箭的三维关系模型和至少一个箭体离台姿态偏差项，所述火箭包括箭体和支腿；模拟所述三维关系模型在第一预设过程中的箭体质量参数变化过程，模拟所述三维关系模型在第二预设过程中的箭体受力变化过程；根据所述箭体质量参数变化过程、所述箭体受力变化过程、以及各箭体离台姿态偏差项，确定所述三维关系模型的离台姿态参数。本申请提供的技术方案在一定程度上能够准确计算离台姿态参数。
一种火箭数据处理方法以及装置

[发明专利]一种火箭以及火箭推进剂晃动抑制方法和装置-CN202111076246.3有效
发明人：杨跃;罗庶;马道远;朱佩婕;梁家伟;赵学光;丁子航;李金梅;李钧;岳小飞;韩明晶;龚习;刘岳;王迎春;朱丹 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-09-14 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭以及推进剂晃动抑制方法和装置，包括：检测是否接收到火箭的主发动机的预备关机信号；当接收到主发动机的预备关机信号，且当前时刻与接收到预备关机信号的时刻之间的时间间隔为第一设定时间间隔时，控制主发动机的推力降低至第一目标推力，以及控制火箭的辅助发动机以第二目标推力为火箭提供飞行方向的推力。本申请在主发动机降低过载的过程中，以辅助发动机提供过载，进而减少了火箭过载降低的程度，使得推进剂晃动的幅度大幅降低，还可以降低剩余推进剂和增压气体将在贮箱内掺混程度，在一定程度上避免了动力输送管路中的推进剂的夹气风险，提高主发动机二次开机的可靠性，提高火箭的飞行安全。
一种火箭以及推进晃动抑制方法装置

[发明专利]可重复使用技术演示验证火箭着陆检测方法、系统及设备-CN202110940740.3有效
发明人： 朱佩婕;朴胜志;杨跃;马道远;罗庶;李钧;岳小飞;李金梅;梁家伟;赵学光;胡智珲;余峰;赵爽 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-08-17 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： F42B8/24 文献下载
摘要：为了弥补着陆判别的空白，本发明提供一种可重复使用技术演示验证火箭的着陆检测方法，包括步骤:测量火箭回收支腿缓冲器压力值并判别；测量箭体支腿下端面离地高度值并判别；测量箭体轴向过载并判别；测量火箭回收支腿的辅支腿的冲击值并判别；根据标志在镜头画面中的比例进行判别；当缓冲器压力条件满足时，直接判定为火箭着陆；若缓冲器压力条件不满足，但其他四项条件中有两项同时满足，则判定为火箭着陆；判定火箭着陆后，检测制导关机指令发出状态，若尚未发出发动机关机指令，则由着陆判别结果触发备保关机指令；当地面工作人员通过着陆区前端摄像头观测到火箭已着陆，火箭收到“开始发动机后处理”的遥控指令，即停止上述判别。
重复使用技术演示验证火箭着陆检测方法系统设备

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