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公开(公告)号：CN119394108A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411584503.8
申请日：2024-11-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/38 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开一种运载火箭级间气动分离系统多场耦合推力计算方法，步骤如下：1、获取气动分离系统运行工况下控制参数；2、确定气瓶中的真实气体状态方程；3、推导获得气瓶中气体压力、质量、温度的动态变化；4、开展阀门及管路动力学建模；5、建立高速高压气缸数学模型；6、判断一二子级级间分离性能是否满足要求；若满足要求，将气动分离系统的推力时间历程响应输出；若不满足要求，返回步骤1。本方法不仅能够准确获得运载火箭级间气动分离系统多场共同作用下的推力变化特性，而且能够得到一子级和上面级分离过程的动态响应特性，对级间气动分离系统的设计优化具有借鉴意义。
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公开(公告)号：CN118149651A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410254179.7
申请日：2024-03-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本发明提供了一种支撑臂自动锁紧机构，包括电机(1)、蜗轮蜗杆(2)、壳体(3)、压块(4)，其中：所述电机(1)设置在所述壳体(3)内，所述电机(1)的一端与所述壳体(3)固定，另一端与所述蜗轮蜗杆(2)相连，工作时所述电机(1)带动所述蜗轮蜗杆转动；所述蜗轮蜗杆(2)设置在所述壳体(3)内，所述蜗轮蜗杆(2)的一端与所述电机(1)相连，另一端通过键与轴(5)相连，工作时所述蜗轮蜗杆(2)带动所述轴转动；所述压块(4)与所述轴(5)通过销(6)相连，未锁紧时所述压块(4)设置在所述壳体(3)内，锁紧时所述轴(5)带动所述压块(4)转动到达指定位置，锁住火箭支腿，火箭位于所述火箭支腿上方。
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公开(公告)号：CN116795129A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310289279.9
申请日：2023-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种面向椭圆目标轨道的运载火箭末级在线轨迹规划方法，属于运载火箭弹道与制导领域，包括：步骤一、构建面向椭圆目标轨道的入轨终端约束和规划性能指标；步骤二、建立运载火箭末级入轨的系统动力学约束；步骤三、对规划入轨终端约束和性能指标函数进行凸化近似；步骤四、对步骤二的系统动力学约束进行状态仿射近似与伪谱离散；步骤五、通过序列凸化迭代在线生成末级进入椭圆轨道的最优轨迹。本发明的方法适用于运载火箭发射椭圆目标轨道任务的末级弹道轨道联合重构与自适应制导，可实现高精度、快收敛的最优轨迹在线生成，有利于提升运载火箭的可靠性、增强发射服务履约能力。
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公开(公告)号：CN116776772A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310747996.1
申请日：2023-06-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28
Abstract: 本发明涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括步骤S1：获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量；步骤S2：计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵；步骤S3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；步骤S4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角和来流方位角；步骤S5：根据总攻角和来流方位角计算运载火箭所受的气动力和气动力矩。本发明能够适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型，能够实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，进而完成箭体轴线偏斜对运载火箭的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116699655A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310684610.7
申请日：2023-06-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于双接收机的运载火箭卫星导航冗余诊断方法，包括如下步骤：S1：判断互为冗余的两套卫星导航接收机的脉冲是否异常，若正常则进入步骤S2。S2：判断卫星导航接收机是否为当前的主控接收机，并从主控接收机获取导航数据。S3：判断导航数据是否有效，若有效则进入步骤S4。S4：判断主控接收机是否正常，若正常则进入步骤S5。S5：结合主控接收机的导航数据与捷联惯组信息，进行卡尔曼滤波组合导航。两套卫星导航接收机分别为第一卫星导航接收机和第二卫星导航接收机。本发明一种基于双接收机的运载火箭卫星导航冗余诊断方法，既可实现高精度导航需求，又可满足提高卫星导航系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN115876039A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211298210.4
申请日：2022-10-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭空调送风连接器零秒脱落系统，包括第一解锁脱落装置、第二解锁脱落装置、防回弹装置、缓冲装置和悬挂钢丝绳；第一解锁脱落装置的第一解锁脱落气缸通过瓜子链向锁紧机构施加作用力；防回弹装置包括的驱动机构安装在发射塔架上，通过回收钢丝绳和第一滑轮组与连接器地面部分连接；第二解锁脱落装置的第二解锁脱落气缸通过解锁脱落钢丝绳和第二滑轮组向锁紧机构施加作用力；缓冲装置设置于安装塔架上，用于对脱落后的连接器地面部分进行缓冲；悬挂钢丝绳的一端与发射塔架连接，另一端与连接器地面部分连接。本发明还提供了一种运载火箭空调送风连接器零秒脱落方法，实现了火箭零秒点火起飞后空调送风连接器快速可靠脱落。
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公开(公告)号：CN114180109A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111498450.4
申请日：2021-12-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种基于颗粒阻尼的冲击减缓装置，包括相对设置的第一基体和第二基体，所述第一基体和所述第二基体可拆卸地连接，所述第一基体远离所述第二基体的端面用于连接卫星，所述第二基体远离所述第一基体的端面用于连接运载火箭；所述第一基体的侧面开有第一连接孔，所述第二基体的侧面开有第二连接孔，所述第一连接孔和所述第二连接孔内连接有颗粒阻尼器。本发明提供的基于颗粒阻尼的冲击减缓装置，能够有效减缓整流罩分离、星箭分离等对卫星的冲击影响，对卫星上的设备起到保护作用。
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公开(公告)号：CN221006093U
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202322914002.9
申请日：2023-10-27
Applicant: 海南国际商业航天发射有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本申请公开了一种火箭发射台用承接机构，涉及火箭发射技术领域；火箭发射台用承接机构包括承接模块、减速模块和驱动模块，承接模块的输入端与减速模块的输出端连接，减速模块的输入端与驱动模块的输出端连接；承接模块包括模块主体以及安装于模块主体中的丝杆轴、螺母和承接组件，丝杆轴作为承接模块的输入端，丝杆轴与螺母连接且为行星滚柱丝杆，螺母与承接组件连接，以实现丝杆轴在驱动模块的驱动下旋转，丝杆轴驱使螺母带动承接组件伸缩移动后对火箭进行承接。上述火箭发射台用承接机构，滚柱丝杆驱动能力强、传动效率高，承接机构具有大承载、高可靠、高效率的特点。
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公开(公告)号：CN221006092U
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202322906598.8
申请日：2023-10-27
Applicant: 海南国际商业航天发射有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本申请公开了一种分体式发射平台，涉及火箭发射技术领域；所述分体式发射平台包括固定发射台、活动发射台和落台装置，固定发射台用于设置在航天发射场的发射区；活动发射台用于在航天发射场的技术区与火箭组成箭台组合体，所述活动发射台与所述固定发射台对接；落台装置设置在所述固定发射台上，所述落台装置用于实现所述活动发射台与所述固定发射台的对接。上述分体式发射平台，极大缩短了发射区准备时间，提升了发射工位的使用效率和适应性。
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