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公开(公告)号：CN112355928A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011080457.X
申请日：2020-10-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B25B11/00
Abstract: 本发明涉及基于拉杆形式的空天飞行器贮箱安装工装，属于贮箱安装设计领域；包括2个上接头、法兰盘、2n个边杆、2个下锁头、2n个支杆和2个拉杆；2n个边杆首尾依次连接呈正2n边形环绕在法兰盘外侧，且法兰盘位于正2n边形边杆的中心；正2n边形边杆所在平面位于法兰盘所在平面的下方；正2n边形边杆的每个角均通过1个支杆与法兰盘固连；正2n边形边杆其中两个相邻角处分别设置1个上接头；2个下锁头设置在正2n边形边杆的另2个角处，且2个下锁头与2个上接头相对于法兰盘中心对称；每个拉杆的轴向一端与1个上接头固连，轴向另一端与外部贮箱侧壁固连；本发明利用拉杆形式，解决了大尺寸产品在狭小空间内安装的问题，并且有效控制贮箱工装重量。
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公开(公告)号：CN112306075A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011126055.9
申请日：2020-10-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种高精度离轨反向迭代制导方法，包括以下步骤：(1)根据当前位置矢量rnow和标称再入速度矢量ve，计算得到待飞航程角、标称速度和标称再入速度方向矢量；(2)计算获得当前位置的积分地心距rint‑0和vint为当前位置的积分速度矢量；(3)迭代积分终点速度矢量；(4)计算获得增益速度矢量vgain＝vR‑vnow；(5)设εv为速度阈值，若|vgain|>εv，则向外输出推力方向若|vgain|≤εv，则发动机关机，离轨制导结束。
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公开(公告)号：CN105160092B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510536627.3
申请日：2015-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种适用于热防护系统瞬态温度场计算的热环境插值方法，属于高超声速飞行器热防护技术领域。本发明提出的热环境载荷插值方法，通过径向基函数实现无网格插值技术，不需要网格信息，可广泛应用于工程计算方法与数值计算方法得到的热环境输出数据。本发明提出的热环境插值方法，可以实现飞行器表面区域每个有限元节点热环境的精确加载，大幅提高计算精度。本发明能够实现全弹道条件下多项热环境载荷的瞬态插值。
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公开(公告)号：CN106844863A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611203353.7
申请日：2016-12-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种空天飞行器内外压平衡系统设计方法，属于航天运输系统领域。该方法包括飞行器舱室内外压平衡方案、通气孔的位置选择、通气孔的大小及形状选择，舱内容积和通气孔大小关系，舱内仪器设备布局和热流环境对通气孔位置的约束，及方案合理性验证方法。本设计方法相对较为简单，易于实现，无其他附加的机构或控制元器件，不仅不增加额外重量，而且避免了因系统冗余复杂而产生的可靠性降低问题，而且普适性强，不仅适用于带翼空天飞行器，对于非密封式的可穿越大气层飞行器的飞行器，均可适用。
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公开(公告)号：CN105160092A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510536627.3
申请日：2015-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种适用于热防护系统瞬态温度场计算的热环境插值方法，属于高超声速飞行器热防护技术领域。本发明提出的热环境载荷插值方法，通过径向基函数实现无网格插值技术，不需要网格信息，可广泛应用于工程计算方法与数值计算方法得到的热环境输出数据。本发明提出的热环境插值方法，可以实现飞行器表面区域每个有限元节点热环境的精确加载，大幅提高计算精度。本发明能够实现全弹道条件下多项热环境载荷的瞬态插值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104406611A
公开(公告)日：2015-03-11
申请号：CN201410602169.4
申请日：2014-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01D5/12
Abstract: 本发明公开了一种高可靠分离状态检测方法，具体步骤为：第一步，布置检测电路，将第一组压紧开关1、2并联，第二组压紧开关3、4并联，两组压紧开关串联，分插短跨线1与分插短跨线2同时与两组压紧开关并联形成四路电路，检测系统与四路电路的公共端连接形成闭环回路；第二步，检测系统接收地面控制系统发出的飞行器与载机分离的分离指令信号，对检测电路通断信息进行采集；第三步，检测系统接收来自四路电路的信号；第四步，检测系统对由第三步接收来的四路信号进行处理。本发明进行状态检测时只使用压紧开关、压紧开关固定组件、分离插头、分插接线，替代了传统的由气路断接器及液路断接器组成的分离机构，降低了成本。
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公开(公告)号：CN104317990A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410528642.9
申请日：2014-10-09
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于风险的多阶段任务航天器可靠性改进方法，包括(1)根据飞行任务过程及成功判据，确定关键任务阶段、任务后果状态，以及任务后果状态之间的转换关系；(2)分析关键任务阶段风险特性，应用故障树、动态故障树以及贝叶斯网络方法，建立风险特性模型，收集相关数据确定关键任务失败发生概率及主要风险因素；(3)建立航天器任务过程事件树模型，求解模型得到不同任务后果状态概率，结合主要风险因素，制定可靠性改进措施。该方法能够实现多阶段任务航天器常规失效、冗余备份失效及相关失效建模分析，得到任务后果状态概率和主要风险因素，可为航天器可靠性改进提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN104218333A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410406768.9
申请日：2014-08-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种碳纤维复合材料飞行器等电位结构，该结构从外至内依次涵盖热防护层、防静电热控涂层、金属格栅层、碳纤维复合材料层、仪器安装板、热控流体回路、充排气通风管路和飞行器框架结构。通过在飞行器碳纤维复合材质蒙皮和框架结构中预埋导电格栅网，按照总装工序依次完成飞行器各部分格栅网等电位搭接，并在飞行器蒙皮表面喷涂防静电热控涂层；与此同时，利用热控流体回路和充排气通风管路贯穿于飞行器前中后舱的布局特点和导电特性，将其与设备安装板共形设计并进行电位搭接，飞行器仪器设备与其安装板进行等电位搭接。以上提出的碳纤维复合材料等电位结构，实现了碳纤维复合材料飞行器各组成部分间良好的电气导通，解决了飞行器等电位技术问题。
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公开(公告)号：CN104198850A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410429579.3
申请日：2014-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种发火试验中火工品并联式旁路测试方法，针对运载火箭和航天器中火工品使用可靠性高、测试复杂、测试精度高等特点，在火工品供电电路设计时，通过火工品供电回路中并联旁路电缆实现发火试验中火工品的测试。本发明在不破坏火工品线路真实状态下，实现对火工品的起爆时间和起爆时电压脉宽、火工品的起爆电流、火工品的起爆电压纹波的精确测量，从而提高了测试的可靠度和测试精度，简化了发火试验中火工品测试操作难度，降低了测试成本。
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公开(公告)号：CN115900818B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202211321295.3
申请日：2022-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01D21/02
Abstract: 本申请公开了一种微重力环境流体热分层消除装置，涉及低温及制冷工程领域，包括液体贮箱、流体泵、喷射器以及供液子系统等；按照流体泵液源区分，供液子系统可以分为外置供液贮箱，或者采用金属网幕与出流口组合的形式。具体流程为供液系统获取到液体后，液体经过泵的加压作用流入喷射器内，通过喷射器上的小孔射流至液体贮箱内。喷射器可以分为杆状喷射器、球状喷射器以及点状喷射器。液体通过以上三种喷射器出流雾滴时，将分别通过杆上的小孔以抛物面(杆状喷射)、球面(球状喷射)或锥面(点状喷射)的形式射流至贮箱内并与气液界面混合，当气液界面由于外界漏热影响存在热分层时，雾滴与两相界面处流体的混合将起到消除热分层的作用。
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