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公开(公告)号：CN112591140B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202011205955.2
申请日：2020-11-02
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/00
Abstract: 本发明涉及一种用于飞行器牵制释放发射的减载缓释装置，包括拉杆、分体式活塞环、缓释装置壳体、阻尼油液腔壳体、阻尼油液和阻尼孔，飞行器位于发射台上，减载缓释装置置于发射台下，拉杆穿过发射台上的通孔与飞行器固定连接；分体式活塞环为两瓣结构，其置于拉杆下端，并置于缓释装置壳体内腔中，分体式活塞环紧贴缓释装置壳体内腔；阻尼油液腔壳体中盛装有阻尼油液，缓释装置壳体置于阻尼油液腔壳体的阻尼油液中。本发明发射前飞行器结构和发射台结构靠牵制释放装置连接锁定，发射时牵制释放装置接受指令解除牵制力，飞行器被释放，同时减载缓释装置开始工作，提供缓释阻力以避免飞行器受到过大冲击力。
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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：CN112459925B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011205956.7
申请日：2020-11-02
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明涉及一种内置隔板式贮箱，包括前椭球底、圆柱筒段和后椭球底，前椭球底和后椭球底中间连接有圆柱筒段，三者形成贮箱；贮箱内部设置有防晃板和隔板；防晃板为环形板，设置在圆柱筒段内壁上，防止推进剂在满箱状态下晃动；隔板为半圆构型，通过螺接形式与紧邻后椭球底的防晃板连接，并高于防晃板；推进剂从隔板上方空间流向后椭球底，不在隔板前发生积液；在返回段飞行器平飞小攻角姿态时，隔板实现推进剂前涌抑制，推进剂于隔板后方收纳贮藏，防止质量晃动带来质心持续变化。本发明贮箱可适用常温或低温任意组分推进剂类型，单层隔板结构可实现贮箱内剩余推进剂收纳管理功能，从而减少箱体内单向阀门的运用，降低了管路系统设计复杂度。
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公开(公告)号：CN112459925A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011205956.7
申请日：2020-11-02
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明涉及一种内置隔板式贮箱，包括前椭球底、圆柱筒段和后椭球底，前椭球底和后椭球底中间连接有圆柱筒段，三者形成贮箱；贮箱内部设置有防晃板和隔板；防晃板为环形板，设置在圆柱筒段内壁上，防止推进剂在满箱状态下晃动；隔板为半圆构型，通过螺接形式与紧邻后椭球底的防晃板连接，并高于防晃板；推进剂从隔板上方空间流向后椭球底，不在隔板前发生积液；在返回段飞行器平飞小攻角姿态时，隔板实现推进剂前涌抑制，推进剂于隔板后方收纳贮藏，防止质量晃动带来质心持续变化。本发明贮箱可适用常温或低温任意组分推进剂类型，单层隔板结构可实现贮箱内剩余推进剂收纳管理功能，从而减少箱体内单向阀门的运用，降低了管路系统设计复杂度。
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公开(公告)号：CN107941085A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711155344.X
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/04
Abstract: 本发明公开了一种一体式发射台，包括：底座、发射台、导流器和摆杆；发射台、导流器和摆杆固定在底座上；飞行器安装在所述发射台上，导流器位于发射台下方；其中，发射台、飞行器和导流器位于同一轴线；摆杆可沿固定支点摆动第一设定角度；其中，在对飞行器进行固定时，摆杆远离地面的一端与所述飞行器接触，用于对所述飞行器进行支撑和固定。通过本发明解决了目前可重复使用飞行器发射台存在的占地规模过大，施工费用过高，产品规模宏大、无法快速机动发射的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105223006B
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201510595791.1
申请日：2015-09-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种动力试车体襟翼抗冲刷试验的操控装置及试验方法，操控装置包括：体襟翼固定工装(4)，驱动控制机构(5)；体襟翼固定工装(4)包括压接工装(41)、摇臂(42)、支座(43)、连杆(44)；体襟翼(6)安装在压接工装(41)内，摇臂(42)一端与压接工装(41)相连，另一端与支座(43)上的转轴活动连接；连杆(44)一端与摇臂(42)活动连接，另一端与驱动控制机构(5)连接；驱动控制机构(5)采用液压泵，试验过程中驱动连杆(44)伸缩带动摇臂(42)沿转轴旋转，带动体襟翼(6)进入喷流流场(2)。本发明的操控装置控制精度高、可靠性高，实现了对以体襟翼为代表的热防护组件方案设计的合理性的验证。
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公开(公告)号：CN106352925A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610839685.8
申请日：2016-09-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01D21/02
CPC classification number: G01D21/02
Abstract: 一种力热环境舵面传动机构性能测定装置，涉及航空航天高超声速飞行器热防护领域；包括摆动导杆扭轴式空气舵机构、加热装置、支反力模拟装置、扭矩传感器、过渡支座、扭矩施加装置、连接平台、隔热装置和舵机支座支撑；本发明实现了在一套装置中分别进行常温下力学环境中机构功能试验以及热环境中机构运动可靠性考核、热密封及热传导特性测定，提高了装置的使用率；并实现摆动导杆扭轴式机构整套系统运动过程中力热同时加载；同时，充分模拟舵面六分量力及舵面转动惯量，提高了测试结果的可靠性，可以针对不同型号的空气舵系统进行试验，提高装置的适用性。
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公开(公告)号：CN106287198A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610839646.8
申请日：2016-09-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: F17C1/00 , B65D81/18 , B65D90/028 , F16F1/12 , F16F3/04 , F17C13/00 , F17C2223/013
Abstract: 一种适应低温容器变形的弹簧补偿连接装置，涉及移动运输低温容积及固定式低温容器的固定连接领域；包括低温容器、外层壳体和多组弹簧补偿连接装置；其中弹簧补偿连接装置包括上盖、压紧装置和底板，本发明能够通过内部构件的尺寸变形，实现低温容器变形收缩后的连接装置变形补偿，从而解决低温容器连接的变形协调问题；弹性补偿连接装置为模块化组件结构，可根据连接截面内的支撑需求设置若干组，并通过弹簧参数设计，满足支撑刚度及减振要求；同时弹性补偿连接装置在安装时处于松弛状态，实现了低温容器与外层壳体狭小间距情况下无预压缩装配，工装支持需求低；安装后通过调节螺栓实现压缩量调整，易于操作。
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公开(公告)号：CN104440832A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410521447.3
申请日：2014-09-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种飞行器装配、运输、对接用双层支架，包括上层支架(1)、下层支架(2)、升降装置和连接机构(6)；所述升降装置包括一个前升降装置(3)、两个后升降装置，所述升降装置的两端分别为固定端和可变端；所述前升降装置(3)的固定端与所述下层支架(2)前端固连，可变端通过连接机构与上层支架(1)前端固连；两个后升降装置对称设置于上层支架(1)和下层支架(2)后端中心的两侧，每一个后升降装置的固定端和可变端通过连接机构(6)与上层支架(1)或下层支架(2)连接。
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公开(公告)号：CN119849108A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411725804.8
申请日：2024-11-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种应用于发动机的主动冷却方法，包括：一、建立适用于斜爆震发动机的主动热防护理论分析模型；二，初步确定主动热防护理论分析模型参数；三，加载热流条件，对主动热防护理论分析模型进行主动冷却仿真分析，获得冷却剂温度分布；四，确认冷却剂温度分布是否满足冷却剂温度上限要求以及固壁材料温度使用要求，若满足，进入步骤六，若不满足，进入步骤五；五，更改主动热防护理论分析模型参数，重复步骤三‑四；六，将局部高热流区域的矩形冷却通道修改为带有不同弯折结构的冷却通道构型，直至满足需求；七，根据最终的主动热防护理论分析模型及参数加工主动热防护结构。本发明解决了斜爆震发动机结构防热难题。
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