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公开(公告)号：CN116127592A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211470670.0
申请日：2022-11-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种综合辐射环境下的航天器抗辐射指标确定方法，属于航天器技术领域。现阶段，空间反应堆的应用处于起步阶段，其综合辐射环境的计算方法尚不成熟，仅有针对天然辐射环境条件的计算方法。本方法适用于空间反应堆航天器的综合辐射环境。其中，航天器平台遭受的电离总剂量为天然辐射环境和人工辐射环境所引起的电离总剂量之和；航天器平台遭受的位移损伤剂量为天然辐射环境和人工辐射环境所引起的位移损伤剂量之和。
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公开(公告)号：CN109131948B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201811034568.X
申请日：2018-09-04
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，其中，航天器尾焰防护隔热装置主要应用于外承力筒式构型航天器的主发动机尾焰的防护与隔热，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。本发明的航天器尾焰防护隔热装置实现了耐高温、隔热性好、质量轻等有益效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109573873B
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN201811438559.7
申请日：2018-11-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请实施例提供一种多点压紧的系绳夹送机构，包括：夹送轮，所述夹送轮与驱动轴相连，所述夹送轮用于在所述驱动轴的驱动下绕轴转动，所述夹送轮压紧轮组的接触面为V型槽；压紧轮组，所述压紧轮组包括多个压紧轮，所述多个压紧轮通过链板链接，其中，所述多个压紧轮与所述夹送轮相啮合，用于将系绳压紧在所述夹送轮上的V型槽内，系绳在所述夹送轮上绕过小于360°，当所述夹送轮转动时，所述夹送轮与系绳之间的摩擦力用于带动系绳同步运动。因此，本申请实施例提供的系绳夹送机构，能够对拖拽的目标物提供稳定的拉力。
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公开(公告)号：CN109605419A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811512969.1
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种多自由度多尺度软体抓取装置，包括安装平台、曲轴组件及至少三组手指组件，曲轴组件包括曲轴、与曲轴连接的驱动齿轮、驱动电机，曲轴包括至少三根连接轴，连接轴的两端分别设有位于连接轴异侧的铰接轴；手指组件包括滑块组件、位于滑块组件下方的手指、与滑块组件连接的连杆，连杆的一端与滑块组件铰接，另一端与铰接轴铰接，手指的一端与滑块组件连接，手指的另一端穿过安装台上的条形穿孔，手指包括限制层及位于限制层内外两侧的应变层，应变层的弹性高于限制层的弹性。本发明的多自由度多尺度软体抓取装置自适应性高、机械结构简单、成本较低且易于控制。
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公开(公告)号：CN109573873A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811438559.7
申请日：2018-11-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请实施例提供一种多点压紧的系绳夹送机构，包括：夹送轮，所述夹送轮与驱动轴相连，所述夹送轮用于在所述驱动轴的驱动下绕轴转动，所述夹送轮压紧轮组的接触面为V型槽；压紧轮组，所述压紧轮组包括多个压紧轮，所述多个压紧轮通过链板链接，其中，所述多个压紧轮与所述夹送轮相啮合，用于将系绳压紧在所述夹送轮上的V型槽内，系绳在所述夹送轮上绕过小于360°，当所述夹送轮转动时，所述夹送轮与系绳之间的摩擦力用于带动系绳同步运动。因此，本申请实施例提供的系绳夹送机构，能够对拖拽的目标物提供稳定的拉力。
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公开(公告)号：CN118484919A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410485565.7
申请日：2024-04-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种航天器内部组件载荷条件设计方法。包括：根据原始模型获得动力学特性近似的等效模型；对等效模型进行各工况下的响应分析，获得各个一维单元的载荷并折算其加速度等效过载；对原始模型进行各工况下的响应分析，获得内部组件的节点加速度响应幅值的均值过载；对比等效过载和均值过载，得到最终的内部组件的载荷条件。本发明所述方法可以有效获得航天器内部组件在不同工况下与航天器主结构之间的载荷条件量级，包含时域瞬态分析工况和频域振动分析工况等，避免了常规求解方法带来的放大效果。
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公开(公告)号：CN109131948A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201811034568.X
申请日：2018-09-04
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/58
CPC classification number: B64G1/58
Abstract: 本发明涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，其中，航天器尾焰防护隔热装置主要应用于外承力筒式构型航天器的主发动机尾焰的防护与隔热，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。本发明的航天器尾焰防护隔热装置实现了耐高温、隔热性好、质量轻等有益效果。
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