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公开(公告)号：CN114183685A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111242850.9
申请日：2021-10-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 袁园 , 陈亮 , 宋国莲 , 田晓旸 , 解海鸥 , 张晓帆 , 时米清 , 张斌 , 赵胜 , 欧峰 , 赵建波 , 蔡巧言 , 王飞 , 郑平军 , 张涛 , 乙冉冉 , 曾凡文 , 朱长军 , 曹魏 , 张璁
Abstract: 本发明公开了一种低温贮箱的承力式绝热支撑结构，包括：防护层、绝热承载层和缓冲层；其中，所述防护层与所述绝热承载层相连接；所述绝热承载层与所述缓冲层相连接；所述缓冲层与低温贮箱的一端相连接。本发明能承受较大的法向载荷，同时具备较好的绝热能力。
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公开(公告)号：CN112416012A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011378884.6
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，初始上升段，采用开环制导的方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动；动力爬升段，采用闭环制导方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动；初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法实施运载器姿态控制；初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定的偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。本发明可有效降低气动舵铰链力矩。
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公开(公告)号：CN115906685A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211321276.0
申请日：2022-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 吕计男 , 解海鸥 , 胡国暾 , 马元宏 , 孙兵 , 万爽 , 石伟 , 刘杰平 , 李小艳 , 张莽 , 郑平军 , 张涛 , 王飞 , 蔡巧言 , 张化照 , 韩鹏鑫 , 褚光远 , 袁利平 , 曾凡文 , 朱长军
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种跨声速非线性气动力修正方法，包括采用偶极子格网法生成气动力影响系数矩阵AIC以及全部面元的下洗速度矩阵W；采用定常CFD方法得到飞行器外流场速度数据，提取各面元的下洗速度；根据下洗速度得到附加迎角；根据附加迎角得到有效迎角；根据有效迎角得到修正下洗速度，进而得到下洗速度修正矩阵We；根据下洗速度矩阵W和下洗速度修正矩阵We得到AIC转换矩阵Wt；利用Wt对AIC进行修正，得到修正的气动力影响系数矩阵AICe；利用修正的气动力影响系数矩阵AICe对气动力进行修正。本发明兼顾计算精度与分析效率，可以实现总体设计的快速迭代要求，提高工程气动力方法的分析精准度。
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公开(公告)号：CN115898698A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211215763.9
申请日：2022-09-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 袁园 , 陈亮 , 赵建波 , 宋国莲 , 田晓旸 , 张斌 , 张晓帆 , 时米清 , 张化照 , 朱长军 , 张静 , 吴莉莉 , 解海鸥 , 欧峰 , 乙冉冉 , 王飞 , 曾凡文 , 郑平军 , 孙健
IPC: F02K9/60
Abstract: 本申请公开了一种适用于重复使用运载器的贮箱，涉及重复使用天地往返领域，包括箱体、设置于箱体内的隔板组件，隔板组件包括连通隔板两侧的通路、以及活动板，推进剂能够通过通路向下流动，当推进剂向上晃动时，推进剂推动活动板上移而将通路关闭。能自适应飞行过载，当有推进剂由于过载向前运动时，活动板向前运动将顶板开口封闭，从而将推进剂封闭在贮箱底部，有效抑制推进剂向贮箱前底的运动，制造方案简单可靠、通用性强。
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公开(公告)号：CN114132533A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202111274758.0
申请日：2021-10-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 赵建波 , 赵胜 , 粆安安 , 李波 , 袁本立 , 王海英 , 张斌 , 欧峰 , 张雨蒙 , 李然 , 范囯臣 , 耿钧 , 郑平军 , 张涛 , 曾凡文 , 乙冉冉 , 朱长军
Abstract: 本发明提供了一种脱离和摆开方向不一致的连接器强脱机构及强脱方法，包括减速电机、导向轮组I、导向轮组II、卷扬轮、安装底板、收纳盒、行程开关组件、行程开关触板和触板导向轨道；安装底板整体安装在摆杆支架上，其余部分安装在安装底板上；减速电机的伸出轴通过键连接卷扬轮，卷扬轮上缠绕钢索I，钢索I绕过导向轮组I固定于行程开关触板一侧，行程开关触板另一侧固定钢索II，钢索II绕过导向轮组II后与电连接器连接；行程开关组件包括近端行程开关和远端行程开关，减速电机带动卷扬轮转动，进而通过拉动钢索带动行程开关触板在触板导向轨道上直线运动时，依次触碰到近端行程开关和远端行程开关，向控制系统发送触发信号实现减速电机制动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109519703B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201811249984.1
申请日：2018-10-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F17C13/00
Abstract: 一种适应贮箱低温变形的弹性杆支撑装置，包括沿低温贮箱(1)一端周向分布的多组弹性杆连接结构(3)；弹性杆连接结构(3)一端连接低温贮箱(3)的前端，另一端连接外层壳体(2)的内壁。本发明适用于航天运载器低温推进剂贮箱的固定连接，以及各类移动运输低温容积及固定式低温贮箱的固定连接；本发明避免连杆因轴力过大，造成外层壳体、内部低温贮箱的载荷过高，结构过重。可解决低温贮箱在加注后受低温影响尺寸收缩情况下，与外层壳体或支撑结构间存在的相对变形问题，并解决了低温贮箱的连接刚度问题，及工程应用中装配补偿问题。
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公开(公告)号：CN112505092A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011165016.X
申请日：2020-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种防热裙燃气流试验装置，包括：试验发动机、滑轨、底座、台架、角度台、相框式压板工装和防热裙试验件；其中，防热裙试验件置于试验发动机的喷口出口方向，防热裙试验件距试验发动机的距离为L和防热裙试验件的加热面与试验发动机的出口角度为α；相框式压板工装通过螺栓与角度台的上部相连接，角度台下部与台架连接；台架与底座通过螺栓固定连接；滑轨铺放方向与发动机喷口方向一致，底座布置在滑轨上，通过底座在滑轨上的运动，调整防热裙试验件距试验发动机喷口的距离L。本发明能够同时考核防热裙的防隔热性能、承载性能、抗冲刷性能。
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公开(公告)号：CN109556819A
公开(公告)日：2019-04-02
申请号：CN201910038014.5
申请日：2019-01-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M7/08
Abstract: 本发明公开了一种用于线式分离装置的冲击水平评估测试平台，包括测试平台，测试平台上设置有板面，板面上设置有一级测点，一级测点的顶部设置有二级测点，二级测点的顶部设置有三级测点，板面的一端设置有连接端板，正方体铝块上设置有传感器，该装置可以覆盖近场和相对远场的数据：近场数据为冲击源冲击，远场数据规律性更较好，便于对比分析；在同一点处两个测试结果相互印证，判断测试结果的一致性；获得冲击波随距离衰减的基本规律，本发明首次建立了线式分离装置冲击测试平台及测试方法，采用平板试验件的方法，节省了试验成本，积累了50余发20余种设计状态的试验数据，优选方案得到了全尺寸试验的验证，具有相同的趋势。
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公开(公告)号：CN112505092B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202011165016.X
申请日：2020-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种防热裙燃气流试验装置，包括：试验发动机、滑轨、底座、台架、角度台、相框式压板工装和防热裙试验件；其中，防热裙试验件置于试验发动机的喷口出口方向，防热裙试验件距试验发动机的距离为L和防热裙试验件的加热面与试验发动机的出口角度为α；相框式压板工装通过螺栓与角度台的上部相连接，角度台下部与台架连接；台架与底座通过螺栓固定连接；滑轨铺放方向与发动机喷口方向一致，底座布置在滑轨上，通过底座在滑轨上的运动，调整防热裙试验件距试验发动机喷口的距离L。本发明能够同时考核防热裙的防隔热性能、承载性能、抗冲刷性能。
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公开(公告)号：CN110765550A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201910989548.6
申请日：2019-10-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法分为四个步骤：第一步，根据输入的六分量形式的站位气动载荷和站位质量形式的质量分布，计算分段六分量形式的气动力和惯性力及其合力；第二步，根据分段六分量形式合力，给出分段等效载荷的大小和等效作用位置的最小二乘解；第三步，根据分段等效载荷的大小和等效作用位置，利用杠杆分配原理，给出站位等效载荷的“两点挑”求解方法，得到了站位三分量形式等效加载力大小及其等效作用位置；第四步，利用分段等效载荷和站位等效载荷，求出加载站位的力矩偏差，以进行载荷评价。本发明实现了面对称再入飞行器结构静力试验载荷的高精度快速设计，便于静力试验设计人员使用。
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