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公开(公告)号：CN105438502A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510860540.1
申请日：2015-11-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种外置式电动收放软着陆机构，包括至少三组相同的设于运载器本体上的支撑机构，每组支撑机构均包括一缓冲支柱及一着陆腿，其中，缓冲支柱包括电动传动机构和液压缓冲装置，电动传动机构包括电机、轴承、丝杠、依次嵌套的若干级传动套筒，液压缓冲装置包括螺旋紧固装置、活塞杆、活塞头、缓冲器外筒及密封装置。本发明的着陆机构适用于垂直起降重复使用，其在收拢状态下贴合运载器外表面，降低对运载器气动影响，收拢刚度好，展开状态下，支撑面积大，承载能力强，且该机构具有质量轻、制备工艺简单、缓冲过程平稳、中途没有反弹、缓冲效率高、可以多次利用的特点，机构外壳的凸起结构还可起到火箭尾翼的气动稳定作用。
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公开(公告)号：CN117151692A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311169029.8
申请日：2023-09-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/20 , G06F16/901 , G06F16/904 , G06F16/906
Abstract: 本发明涉及飞行器健康管理领域，公开了一种航班化航天运载器热防护系统的健康管理系统，其功能性架构包括数据采集、数据处理、故障诊断、维修辅助共4个层次；物理性架构包括机载端、地面端和移动终端；机载端包括分布于运载器机身各处的若干数据采集节点，用于采集热环境较为严苛区域热防护系统内测的温度数据，并将数据储存用以航后下载；地面端含有数据接收储存模块、数据处理模块、故障诊断模块和维修辅助模块，实现热防护系统故障的诊断和定位；移动终端用于维修工作，接收所述维修辅助模块提供的可视化故障信息，实现维修状态的更新，以便能及时发现热防护系统的故障，降低航班化运载器的检修时间和成本。
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公开(公告)号：CN116331531A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310335320.1
申请日：2023-03-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供的一种子母星展开释放装置，包括：母星；展开组件，包括连接件和展开件，所述连接件一端与所述母星相连接，另一端与所述展开件相连接；释放组件，其与所述展开件相连接；其中，所述展开件包括第二驱动机构和剪式连杆机构，通过配合方式所述第二驱动机构控制所述剪式连杆机构运动。通过调姿驱动电机运转带动调姿驱动锥齿轮旋转，继而使得调姿从动锥齿轮带动子星基板做展开和转位；剪式连杆机构和第二驱动机构的配合，使得能够容纳子星基板能实现多层收纳并压紧容纳空间按的效果，利用展开并释放后的子星基板可继续作为天线/电池翼的基板使用，实现资源合理配置的效果。
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公开(公告)号：CN103661965B
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201310591811.9
申请日：2013-11-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64D45/04
Abstract: 本发明提供了一种内置式可伸缩着陆缓冲机构，包括第一级活塞筒、第二级活塞筒、第三级活塞筒和第四级活塞筒。第一级活塞筒内设置有与其顶部相连的气腔，气腔的下端设置有一油腔，气腔与油腔之间设置有溢流阀；第二级活塞筒上端开口且设置在第一级活塞筒内，下端连接缓冲部件，且其内设置有一缓冲材料；第一级活塞筒和第二级活塞筒位于第三级活塞筒内，并可在其内部上下移动和锁定；第四级活塞筒连接在第三级活塞筒的顶部上，其内设置有一推杆，推杆的下端设置在气腔内部分底部上。本发明采用油气缓冲方式，能够吸收很高的冲击能量，同时与铝蜂窝压溃吸能相配合，缓冲效果会更加高效。另外本发明还具有展开锁定功能，可反复使用。
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公开(公告)号：CN105501465A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510856208.8
申请日：2015-11-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种临近空间大气环境的探测器及其运作方法，该探测器包括载荷级系统与助推级系统；所述助推级系统包括箭体结构、助推级控制子系统和助推级动力机构；所述助推级控制子系统用以在与所述载荷级系统分离后，检测所述箭体结构的姿态和运动信息，据此控制所述助推级动力机构的运作，从而提供反推制动，使得所述箭体结构以竖直向姿态着陆；所述载荷级系统包括载有环境探测仪器的有效载荷舱、载荷级控制子系统和载荷级动力机构；所述载荷级控制子系统用以根据检测得到的姿态、高度、运动和制导信息控制所述载荷级动力机构运作，实现所述效载荷舱体、载荷级控制子系统和载荷级动力机构的飞行弹道的控制，使其实现至少两次跳跃式飞行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102975869A
公开(公告)日：2013-03-20
申请号：CN201210538413.6
申请日：2012-12-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明涉及一种探测器推进舱，包括一设于该推进舱前端的前盖，还包括：设于所述前盖内部的电子单元，该电子单元用于配电、供电以及控制该推进舱，一内部设有一容置结构的推进舱本体和一设于所述容置结构内的燃料单元，以及一用于固定所述燃料单元的固定结构，该推进舱通过接口结构与运载火箭及地面支持设备的对接并通过安装在该推进舱外侧的的动力单元为该推进舱加速、制动和姿态调整；本推进舱的工作方法包括奔火动作、近火制动及环火飞行动作等动作。本发明可用于火星探测和其他深空星际探测轨道运输任务，其结构简单，设计风险较小，尤其适用于无人探测器远距离深空探测任务。
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公开(公告)号：CN101833337B
公开(公告)日：2011-07-27
申请号：CN201010195780.1
申请日：2010-06-09
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，它涉及一种带柔性附件航天器的控制方法。解决了现有姿态机动控制方法存在的浪费喷气资源且无法抑制振动的问题，它的姿态机动同时抑制振动的方法为：一、测量航天器柔性结构的振动模态信息；二、产生四种喷气开关序列；三、设定开关序列的最小作用时间；四、获取航天器姿态角度及角速度；五、设定姿态机动的期望角度值，根据姿态角度及角速度，产生航天器姿态机动控制力矩连续量；六、按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令作用到航天器喷气推力器上；七、带柔性附件航天器姿态机动至期望角度值。本发明适用于带柔性附件航天器的控制领域。
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公开(公告)号：CN101833337A
公开(公告)日：2010-09-15
申请号：CN201010195780.1
申请日：2010-06-09
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种带柔性附件航天器的姿态机动同时抑制振动的方法，它涉及一种带柔性附件航天器的控制方法。解决了现有姿态机动控制方法存在的浪费喷气资源且无法抑制振动的问题，它的姿态机动同时抑制振动的方法为：一、测量航天器柔性结构的振动模态信息；二、产生四种喷气开关序列；三、设定开关序列的最小作用时间；四、获取航天器姿态角度及角速度；五、设定姿态机动的期望角度值，根据姿态角度及角速度，产生航天器姿态机动控制力矩连续量；六、按喷气控制逻辑执行四种喷气开关序列，产生非线性开关指令作用到航天器喷气推力器上；七、带柔性附件航天器姿态机动至期望角度值。本发明适用于带柔性附件航天器的控制领域。？
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公开(公告)号：CN110442044A
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201910763919.9
申请日：2019-08-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提出了一种基于垂直起降飞行器制导控制算法设计的半实物仿真平台，属于飞行器控制技术领域。所述平台包括综合仿真控制计算机、箭载计算机、执行机构、传感器和其他拓扑节点模块；所述箭载计算机通过串口通信与所述综合仿真控制计算机进行数据连接；所述综合仿真控制计算机通过D/A转换卡与所述执行机构进行数据连接；所述传感器通过串口与所述综合仿真控制计算机进行数据连接；所述其他拓扑节点模块的数据交互端与所述综合仿真控制计算机的对应端口相连。
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