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公开(公告)号：CN112525453B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202011378751.9
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张新宇 , 彭慧莲 , 王国辉 , 林宏 , 杨勇 , 王利 , 陈益 , 周文勇 , 东华鹏 , 张群 , 杨自鹏 , 叶成敏 , 潘忠文 , 肖泽宁 , 郭源 , 冯荣 , 王雪梅 , 齐祥 , 王昊天
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤包括：S01、获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；S02、建立单机支架有限元模型；S03、开展动力学频率响应分析；S04、将获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比；S05、若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3‑5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。本发明解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的。
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公开(公告)号：CN113734468B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202111005149.5
申请日：2021-08-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于迭代制导的轨道面精确控制方法，用于执行GEO发射任务的上面级主动段轨道面精确控制。步骤包括：S1、统筹优化升交点赤经控制精度，S2、初步设定迭代制导目标值，S3、实时计算轨道面控制偏差，S4、重新设定上面级主动段迭代制导目标值。本发明采用多目标优化思想，对升交点赤经修正精度进行优化，在提升轨道面控制精度的同时，确保推进剂消耗量工程可接受。
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公开(公告)号：CN113353294B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110674026.4
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种基于多边形同步限位机构的非火工星箭锁紧释放装置，包括滑动机构、分离机构、若干组锁紧机构；卫星安装在分离机构上方，分离机构周围布置滑动机构和若干组锁紧机构；滑动机构为锁紧机构提供限位，实现锁紧机构对分离机构的锁紧；滑动机构通过变形解除对锁紧机构的限位，锁紧机构对分离机构的锁紧力解除，卫星在分离机构的作用下实现分离。本发明为采用多边形同步限位连杆机构进行纯机械传动解锁的星箭锁紧释放装置，克服火工锁紧释放装置冲击大、污染多、不可重复使用等缺点。
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公开(公告)号：CN112525453A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011378751.9
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张新宇 , 彭慧莲 , 王国辉 , 林宏 , 杨勇 , 王利 , 陈益 , 周文勇 , 东华鹏 , 张群 , 杨自鹏 , 叶成敏 , 潘忠文 , 肖泽宁 , 郭源 , 冯荣 , 王雪梅 , 齐祥 , 王昊天
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤包括：S01、获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；S02、建立单机支架有限元模型；S03、开展动力学频率响应分析；S04、将获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比；S05、若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3‑5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。本发明解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的。
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公开(公告)号：CN110602924B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN201910872883.8
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H05K7/20
Abstract: 一种空间用高功率设备热管理装置，包括热电模块、控制器、温度传感器、相变模块、绝热板以及热沉。所述热电模块利用帕尔贴效应实现冷端制冷，热端制热。所述热电模块一端与高功率设备通过高导热材料实现热传导，所述相变模块通过高导热材料与热电模块另一端连通，所述相变模块包含相变模块上盖板、相变模块腔体、相变模块栅格、相变材料以及隔热材料，所述相变材料存储于相变模块栅格中，所述相变模块底部通过高导热材料与热沉相连，所述热沉为平板结构，所述控制器包含电源模块、温度采集模块、热电驱动模块。该发明具有结构简单，调节灵活，适用范围广等优点，可以广泛应用于空间用高功率载荷的温度控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109606750A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811347626.4
申请日：2018-11-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种面向微小卫星的低冲分离机构，包括底板(1)、驱动机构、若干分离解锁组件；驱动机构包括解锁驱动齿轮(4)、若干导向齿轮(5)，解锁驱动齿轮(4)安装在底板(1)中部，各导向齿轮(5)沿解锁驱动齿轮(4)周向分布；各组分离解锁组件分布在解锁驱动齿轮(4)周围，均安装在底板(1)上；锁定状态下，插销(12)分别插入支撑筒(2)、连接脚撑(3)两侧的通孔内，并通过挡板(10)限位。本发明克服火工分离机构的冲击大、污染多、不可重复使用的缺陷，采用多点锁紧、单点触发、同步解锁，解决了传统分离机构性能单一问题。
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公开(公告)号：CN105631179B
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201410601583.3
申请日：2014-10-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种基于星箭载荷耦合分析结果的运载器瞬态响应预示方法，包括以下步骤：将获取星箭载荷耦合分析过程中得到的运载器/火箭界面时域加速度数据在一定研制阶段内作为运载器和火箭之间的约定边界以强迫加速度的方式加载到运载器和有效载荷的组合体物理模型中的运载器/火箭对接点上，再对该所述组合体物理模型进行瞬态响应分析计算得到所需要的运载器/有效载荷界面以及运载器内部节点响应数据。本发明的基于星箭载荷耦合分析结果的运载器瞬态响应预示方法避免了频率响应分析方法进行响应预示存在的边界阻抗与实际飞行工况差别较大的问题，且计算次数不受全箭载荷耦合分析次数限制，从而可以对运载器结构的局部改动效果进行预示和评价。
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公开(公告)号：CN204188280U
公开(公告)日：2015-03-04
申请号：CN201420617561.1
申请日：2014-10-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本实用新型属于工程测量技术领域，具体涉及一种管路壁温导热套。该导热套采用分瓣结构形式，导热套以管路外壁为基准内型面，外侧增加连接耳片，包括上瓣套和下瓣套，上瓣套和下瓣套连接夹紧管路。所述的上瓣套和下瓣套通过6个螺栓和螺母连接夹紧管路。在上瓣套和螺栓之间设置有弹垫和平垫。上瓣套和下瓣套对接面留有间隙。所述的导热套采用T2牌号纯铜或者导热系数更大的材料。所述的导热套与管路接触面间涂抹导热脂。壁温传感器粘贴于上瓣套顶端平面处，传感器自带电缆可固定于管路上。本实用新型所述管路壁温导热套在力学环境条件相对恶劣情况下，既保证粘贴在细管路外壁的测温传感器稳固，又能够保证管路壁温与传感器所测温度一致。
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公开(公告)号：CN214112906U
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202022601994.6
申请日：2020-11-11
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本实用新型涉及一种适用于航天器分离或运动部位的多层隔热组件，属于航天器的结构设计技术领域。针对现有多层隔热组件设计方法主要适应于被包覆对象不存在相对运动或转动的部件，不适合应用于具有相对运动或转动的部件隔热的问题，提出了一种主体结构仍然采用现有多层隔热组件，在具有相对运动或转动的部件处采用不封边处理、互相插接的多层隔热组件，实施简单、具有良好的隔热性能、且不影响被包覆对象的相对运动或转动的多层隔热组件。
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公开(公告)号：CN204302312U
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201420642708.2
申请日：2014-10-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01R1/02
Abstract: 本实用新型属于卫星与运载火箭对接分离冲击试验技术领域，具体涉及一种可重复使用能模拟瞬断特性的火工品等效装置。本实用新型的等效装置包括：电源模块、延时继电器、功率电阻和指示灯；本实用新型解决了传统的火工品特性模拟装置不能重复使用的技术问题。本实用新型的火工品等效装置，可模拟火工品阻值特性、瞬断特性，同时可重复使用。在正式对星箭分离火工品发火前，可采用该装置对星箭对接分离冲击试验火工品发控设备进行状态确认，以提高试验的成功率，增强试验安全性，节约测试时间。
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