-
公开(公告)号：CN114715432B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202210172410.9
申请日：2022-02-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种可层叠可展收的铰链机构及使用方法，铰链机构中每个铰链单元的内铰链杆组件的首端位于外铰链杆组件尾端内侧并通过心轴连接；插销一端与心轴固定连接，另一端设有凸出轴；展开状态时，凸出轴同时与内锁定孔和外锁定孔配合，实现展开锁定；由展开状态转变为收拢状态时，移动心轴进而带动插销移动，直至凸出轴与外锁定孔解除配合，实现解锁；由收拢状态转变为展开状态时，内铰链杆组件绕心轴转动至内锁定孔与外锁定孔对应，插销在弹簧的弹力下重新实现同时与内锁定孔和外锁定孔的配合。本发明应用于空间站，及卫星等大型航天器上，能实现太阳翼的在轨多次展开和收拢，对随运载火箭发射的航天器，可有效降低发射状态的外包络尺寸。
-
公开(公告)号：CN118627183A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410336131.0
申请日：2024-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 一种基于运动学约束的级间分离装置轻量化设计方法，包含以下步骤：S1、确定火箭不同级间分离时刻的时间‑刚度运动学数学模型；S2：根据时间‑刚度运动学数学模型，按照输入条件的分离时间和分离行程，得到级间分离力即分离装置分离时刻的初始力值；S3：设置火箭级间单点分离装置数量；S4：根据所述级间分离力得到单点分离装置分离力，并确定单点分离装置的参数；S5：建立单点分离装置参数与单点分离装置的重量关系公式，得到火箭级间分离装置重量的函数模型；S6：优选出最佳单点分离装置数量及相关参数搭配的级间分离装置轻量化方案。本发明解决了传统设计方法忽略了重量影响导致其分离装置尺寸与数量匹配方案不是最优的问题。
-
公开(公告)号：CN115452607A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211047603.8
申请日：2022-08-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统和方法。该系统的特征在于，其试验件包含卫星、火箭舱段、和星箭连接装置，其试验设备包含振动台、固定支架、扭矩传递装置、力源装置、定滑轮，所述卫星的结构外部前后对称位置设两处工装点，所述固定支架设置于工装点与卫星侧板切线位置，所述定滑轮安装于所述固定支架，定滑轮的上端高度与所述工装点平齐，所述扭矩传递装置一端与所述工装点固定，一端经过所述定滑轮在末端连接所述力源装置，完成力矩的加载。本发明直接、有效、可靠，填补了国内航天领域下的星箭抗扭试验空白，弥补了传统静载考核的不足，可广泛应用于不同载荷条件下、不同星箭组合构型的星箭分离界面抗扭转试验设计。
-
公开(公告)号：CN113428388B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202110635336.5
申请日：2021-06-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提出一种用于包带连接解锁装置的飞轮机构，其特征在于，包括：左壳体、右壳体、轴承、飞轮、左旋螺杆、右旋螺杆、加载螺母、平台支座、分离螺母、双头螺杆、柱塞、卡销、第一转轴、安装座，飞轮、左旋螺杆、右旋螺杆、加载螺母为包带连接件；柱塞、卡销为包带连接解锁件；当卡销插入飞轮卡槽时，实现包带连接，当卡销转动脱离卡槽时，解除飞轮周向约束，飞轮与左右旋螺杆相对转动，左右旋螺杆分别从飞轮中拔出，实现包带解锁。本发明采用飞轮旋转解锁替代爆炸螺栓爆炸解锁可以延长包带解锁时间，实现包带预紧力的缓释释放，通过飞轮、卡销杠杆机构组成二级机构可以减少锁紧力，便于应用非火工的解锁技术，可极大减少包带解锁所产生的冲击。
-
公开(公告)号：CN112061421B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202011013367.9
申请日：2020-09-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/00
Abstract: 本发明涉及一种基于辅助支撑的多星并联发射装置，包括支撑舱舱体、支撑杆系、梁系安装平台和至少两个用于安装待发射卫星的安装部，所述梁系安装平台设于所述支撑舱舱体的顶端，所述支撑杆系位于所述支撑舱舱体内，并支撑于所述支撑舱舱体和梁系安装平台之间，所述安装部安装于所述支撑舱舱体和梁系安装平台上。本发明采用基于辅助撑杆的多星并联布局的方式，克服了多星串联布局占用有效载荷重量和增加卫星整流罩的高度的缺点，解决了多星串联发射占用运载火箭有效载荷和卫星整流罩空间利用率低的不足。本发明构造简单，减轻了多星并联发射装置结构重量，提高了结构效率，改善了多星发射装置的性能和适应性，提高了运载火箭载荷发射能力。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115452607B
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202211047603.8
申请日：2022-08-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统和方法。该系统的特征在于，其试验件包含卫星、火箭舱段、和星箭连接装置，其试验设备包含振动台、固定支架、扭矩传递装置、力源装置、定滑轮，所述卫星的结构外部前后对称位置设两处工装点，所述固定支架设置于工装点与卫星侧板切线位置，所述定滑轮安装于所述固定支架，定滑轮的上端高度与所述工装点平齐，所述扭矩传递装置一端与所述工装点固定，一端经过所述定滑轮在末端连接所述力源装置，完成力矩的加载。本发明直接、有效、可靠，填补了国内航天领域下的星箭抗扭试验空白，弥补了传统静载考核的不足，可广泛应用于不同载荷条件下、不同星箭组合构型的星箭分离界面抗扭转试验设计。
-
公开(公告)号：CN113642095B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202110712087.5
申请日：2021-06-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04
Abstract: 一种高承载柱形贮箱网格拓扑结构及优化方法，通过斜置网格、正交网格的耦合拓扑形式，实现了准拉伸主导型结构设计，使得筋条在两种载荷作用下主要以轴向承载为主，大幅增加了贮箱的承载效率，同时基于网格拓扑结构，通过内压承载需求确定蒙皮最小厚度，然后根据抑制轴压载荷下蒙皮局部失稳的需要，得到纵向筋间距的最小尺寸，并在考虑工艺约束的基础上，采用有限元法进行其他几何参数的尺寸优化，可以快速确定高承载柱形贮箱的结构参数。
-
公开(公告)号：CN117473724A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311377886.7
申请日：2023-10-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种箱式发射火箭一、二子级分离动力学等效验证方法，包括火箭级间竖直两体分离自由运动等效成水平单体分离运动、水平分离单体等效质量计算、三个侧向载荷等效为一个水平载荷、分离动力学等效验证方法、测试结果判读。本发明通过加速度相等，将箱式发射火箭一、二子级两体垂直分离动力学等效为一端固定一端运动的单体动力学；计算火箭所有载荷在分离面处的等效力和力矩，将分离面处的等效力和力矩等效为运动端的侧向力、基于气浮平台，将级间竖直两体分离自由运动等效成水平单体分离运动、通过测量分离体的位移、求解分离体速度，基于判读原则，分析出分离能力。
-
公开(公告)号：CN117284507A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311238072.5
申请日：2023-09-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种用于失重物体承载分离动力学试验的气动悬浮试验装置，该机构设备主要包括气悬浮平台(1)、气动悬浮组件(2)、地面固定工装组件(3)、承载分离组件(4)、地面载荷加载组件(5)、外部检测组件(6)、气动拔销解锁组件(7)，该工装机构可有效模拟物体在失重环境下、受外载荷下分离的动力学环境，并为物体提供开展承载分离试验的平台，同时可监测出速度姿态、应力应变等关键参数，可真实等效风洞实验室中物体在失重环境下受外载荷下分离的动力学效果，大大减少成本，提高效率。
-
公开(公告)号：CN113642096B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110712088.X
申请日：2021-06-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 一种网格加筋结构承载力的快速分析方法，适用于承受轴压、弯曲等载荷条件下的飞行器主承力结构设计与分析，兼顾解析法的高效与有限元的准确性与可视性，可以广泛应用于网格加筋结构的承载力分析，在飞行器结构设计初期可以帮助设计人员快速、准确地选型，加快设计、仿真的迭代效率，与全壳有限元仿真方法的结合，可实现网格加筋壳体承载力的全流程高效、准确的计算。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
48
records
(took 0.045 seconds)
