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公开(公告)号：CN115900454B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202211280328.4
申请日：2022-10-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明的蜂窝式一体化发动机舱结构包括上端框、壁板、腹板、下端框、承力梁、防热板、防热梁、支承梁和支承块；承力梁置于上端框内，承力梁与上端框固连；防热梁置于下端框内，防热梁与下端框固连；在承力梁与防热梁之间采用可拆装方式安装腹板；支承梁与支承块连接后设置在上端框与下端框之间；防热板与下端框和所述防热梁固连；壁板与上端框和下端框连接。本发明提出框架+腹板结构，实现一体化传力，既用作火箭上升段传力也用作返回段传力，传力效率大大提升，降低了机架的高度，压缩了火箭的尺寸，为其他系统布局和火箭性能提升做出贡献；同时壁板和腹板均可拆装，提升了发动机、伺服机构等设备的地面操作维护和火箭返回后维护的便利性。
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公开(公告)号：CN115817850A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211280841.3
申请日：2022-10-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的一箭十七星卫星布局构型，主承力结构采用支承舱+筒段的结构形式，主承力结构包括依次连接的上筒段、下筒段和支承舱，在上筒段的上端面上安装有支承梁；十七星包括六颗微型卫星和十一颗小型卫星；六颗微型卫星布置在支承舱外侧壁上；十一颗小型卫星中，五颗小型卫星布置在下筒段外侧壁上，五颗小型卫星布置在上筒段外侧壁上，一颗小型卫星通过支承梁安装在上筒段的上端面上。本发明充分利用支承舱侧壁空间和主承力结构进行卫星布局，减少了结构重量；卫星采用侧壁周向均布，卫星分离方案简单、安全性高；采用上下筒段结构，大大提升了星箭联合操作的便利性，解决了现有多星布局结构重量重，分离方案复杂、星箭联合操作性差等问题。
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公开(公告)号：CN104443445A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410632608.6
申请日：2014-11-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种在运载火箭主动飞行段能有效抑制结构振动、改善卫星力学环境的星箭连接装置，具体是一种阻尼管支架式减振适配器，该阻尼管支架式减振适配器主要由上端框、八个上端框接头、十六根剪切式阻尼管、八个下端接头组成，八个上端框接头和下端接头呈周向对称分布，每个接头分别连接两根阻尼管，每根阻尼管与上下接头交叉连接。本发明构成了卫星与火箭之间具有减振性能的整体式适配器结构，具有良好的减振隔振性能，还保持了适配器结构应具有的刚度指标要求、并满足不增加结构质量的要求。
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公开(公告)号：CN102954740A
公开(公告)日：2013-03-06
申请号：CN201210462946.0
申请日：2012-11-16
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明公开了一种反推火箭整流罩头罩俘获装置，其包括椎体、头罩，所述椎体表面安装有一底座，所述底座上固定一俘获装置，所述底座通过轴结构与一吸力摆动装置的一端连接，所述吸力摆动装置的另一端固定在所述头罩上，所述头罩内安装有多个弹簧片；头罩打开过程中，所述吸力摆动装置被拉开吸收能量，保证头罩不脱离椎体，并最终被俘获装置俘获。本发明实现了整流罩头罩的可靠连接、快速打开和快速锁定，并且锁定状态对反推火箭推力矢量影响小于1%，其具有结构简单、锁定解锁可靠、制造加工方便、操作快速等优点。
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公开(公告)号：CN115930738A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211280801.9
申请日：2022-10-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的火箭液体发动机摇摆动态间隙检查装置包括支承架、固定杆、合成纤维带，吊葫芦；将发动机舱和发动机机架固定在支承架上，发动机舱和发动机机架安装后处于悬空状态；固定杆安装于支承架上，安装到发动机喷管对应高度；吊葫芦一端固定在固定杆上，另一端通过合成纤维带连接发动机，通过拉动发动机喷管四个方向的吊葫芦，可以实现发动机喷管360°范围内摆动。本装置可实现发动机喷管360°范围摇摆，摇摆过程可控，可根据间隙情况实时调整发动机摇摆速度，对发动机摇摆过程中与箭上产品之间的动态间隙进行真实全面的检查，有效避免了火箭飞行过程中因发动机摇摆与发动机舱内其他设备及结构碰撞的风险。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114218772A
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202111455976.4
申请日：2021-12-02
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供一种基于MBSE的FTA、FMEA一体化分析方法，包括如下步骤：S1、确定分析对象；在MBSE中采用活动图进行功能设计；S2、针对所述活动图中的每一个模块，开展故障分析，把功能模块的相应故障列出，并指明关系；S3、随着MBSE的功能设计逐层细化，在相应的层级继续实施所述步骤S2；S4、运行MBSE，输出EXCEL；S5、通过插件读取所述EXCEL，对数据进行处理，同时自动生成FTA及FMEA；S6、设计过程信息及时维护，并重复步骤S2‑S5。本发明利用MBSE的理论和方法，与功能设计同步开展故障分析，一体化实施了FMEA和FTA；提高故障分析信息的一致性，提高了故障分析的效率。
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公开(公告)号：CN113886944B
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202111055171.0
申请日：2021-09-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供一种基于符号有向图的可靠性建模方法，包括如下步骤：S1、确定产品功能介质传输路径；S2：根据确定的功能介质传输路径，明确路径上的各个节点，即产品组成单元；S3：形成初步的功能路径网络；S4：明确单元节点的介质输入要求；S5：明确单元节点的功能；S6：明确介质的输出要求；S7：明确单元节点功能与输出要求的关系矩阵；S8：建立系统的符号有向图，形成可靠性模型。本发明利用图论理论，把符号有向图引入可靠性建模方法中，把系统的功能原理图进行抽象，把物理单元通过节点表示，对物理单元的功能、输入要求、输出要求等通过图论抽象表示，具备和产品方案设计统一，物理意义直观，信息描述细致和完整等特点。
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公开(公告)号：CN104534014B
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201410632856.0
申请日：2014-11-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16F15/04
Abstract: 本发明提供一种具有减振性能的剪切式阻尼管及减振适配器。剪切式阻尼管包括铝合金接头、碳纤维管、阻尼胶层、铝合金套管、钢制弹簧管，所述碳纤维管的上段与所述铝合金接头粘接连接，所述碳纤维管的下段外侧通过所述阻尼胶层与所述铝合金套管的内侧连接，所述碳纤维管的下段内侧与所述钢制弹簧管的外侧粘接连接，所述铝合金套管与所述钢制弹簧管连接。与现有技术相比，由本发明的具有减振性能的剪切式阻尼管制成的减振适配器，在用于连接运载火箭与卫星时既具有良好的减振性能，能够抑制运载火箭主动飞行段卫星有效载荷的低频振动，又有较好的刚度，能改善卫星有效载荷在火箭主动飞行段的力学环境。
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公开(公告)号：CN116952074A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310934648.5
申请日：2023-07-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及捆绑火箭固体助推器精确调整安装装置及安装方法，装置包括助推器尾部精确调整安装装置和助推器前部精确调整安装装置；助推器尾部精确调整安装装置包括拉绳、拉力换向装置和拉力放大装置；拉力换向装置和拉力放大装置均与拉绳连接，拉绳一端连接于固体助推器尾部，拉绳另一端为施加拉力端；助推器前部精确调整安装装置为可伸缩连杆，可伸缩连杆的两端分别与助推器前部和芯级连接。助推器位置粗调到位后，通过拉力换向装置与拉力放大装置实现助推器尾部位置的精确调整，直至后捆绑机构实现助推与芯级的对接安装；通过两个助推器前部精确调整安装装置进行助推器前部位置精调，逐一连接助推与芯级间的连杆，实现助推器前部与芯级的安装。
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公开(公告)号：CN115900454A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211280328.4
申请日：2022-10-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明的蜂窝式一体化发动机舱结构包括上端框、壁板、腹板、下端框、承力梁、防热板、防热梁、支承梁和支承块；承力梁置于上端框内，承力梁与上端框固连；防热梁置于下端框内，防热梁与下端框固连；在承力梁与防热梁之间采用可拆装方式安装腹板；支承梁与支承块连接后设置在上端框与下端框之间；防热板与下端框和所述防热梁固连；壁板与上端框和下端框连接。本发明提出框架+腹板结构，实现一体化传力，既用作火箭上升段传力也用作返回段传力，传力效率大大提升，降低了机架的高度，压缩了火箭的尺寸，为其他系统布局和火箭性能提升做出贡献；同时壁板和腹板均可拆装，提升了发动机、伺服机构等设备的地面操作维护和火箭返回后维护的便利性。
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