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公开(公告)号：CN114132533B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202111274758.0
申请日：2021-10-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 赵建波 , 赵胜 , 粆安安 , 李波 , 袁本立 , 王海英 , 张斌 , 欧峰 , 张雨蒙 , 李然 , 范囯臣 , 耿钧 , 郑平军 , 张涛 , 曾凡文 , 乙冉冉 , 朱长军
Abstract: 本发明提供了一种脱离和摆开方向不一致的连接器强脱机构及强脱方法，包括减速电机、导向轮组I、导向轮组II、卷扬轮、安装底板、收纳盒、行程开关组件、行程开关触板和触板导向轨道；安装底板整体安装在摆杆支架上，其余部分安装在安装底板上；减速电机的伸出轴通过键连接卷扬轮，卷扬轮上缠绕钢索I，钢索I绕过导向轮组I固定于行程开关触板一侧，行程开关触板另一侧固定钢索II，钢索II绕过导向轮组II后与电连接器连接；行程开关组件包括近端行程开关和远端行程开关，减速电机带动卷扬轮转动，进而通过拉动钢索带动行程开关触板在触板导向轨道上直线运动时，依次触碰到近端行程开关和远端行程开关，向控制系统发送触发信号实现减速电机制动。
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公开(公告)号：CN115626307A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211351470.3
申请日：2022-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张斌 , 陈亮 , 赵建波 , 袁园 , 宋国莲 , 张晓帆 , 时米清 , 田晓旸 , 曾凡文 , 张涛 , 郑平军 , 荣华 , 李然 , 赵胜 , 耿钧 , 张化照 , 蔡巧言 , 王飞 , 孙兵 , 孙健
IPC: B64G5/00
Abstract: 本发明涉及一种模块化快速合拢打开式发射工位飞行器防护装置方案，属于发射防护装置技术领域。该装置由若干个基本模块组成，每个基本模块采用快速导向定位设计，可以实现快速吊装定位，并设置多组“快速合箱机构”连接快速锁紧/解锁，安装到位后可实现模块间快速固定，形成一个整体的保护装置，便于快速的合拢和打开。
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公开(公告)号：CN114087090A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111326417.3
申请日：2021-11-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 李波 , 赵建波 , 粆安安 , 袁本立 , 赵胜 , 王海英 , 陈亮 , 欧峰 , 张雨蒙 , 李然 , 范囯臣 , 郑平军 , 张涛 , 王飞 , 蔡巧言 , 张化照 , 曾凡文 , 朱长军 , 曹魏 , 张璁
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明提供了一种重复使用低温动力系统贮箱小气枕增压系统及方法，包括地面增压系统、器上增压系统、自生增压系统和采集控制系统；地面增压系统用于在发动机点火前对燃料贮箱和液氧贮箱完成常温氦气增压；自生增压系统用于与器上增压系统在发动机启动初期共同实施对液氧贮箱的增压，并在发动机启动稳定后独立对液氧贮箱增压；采集控制系统用于采集燃料贮箱和液氧贮箱的气枕压力，处理后根据燃料箱增压气路和氧箱增压气路上各电磁阀的压力控制带输出该电磁阀的控制指令，控制燃料箱增压气路和氧箱增压气路的通断。
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公开(公告)号：CN110844124B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201911092661.0
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例中提供了可重复使用运载器起落架控制系统及控制方法，可重复使用运载器起落架控制系统包括，起落架判断单元根据起落架下到位传感器的开关常开端信号和常闭端信号进行与运算直接确定整个运载器起落架放下状态是否正常，相比现有技术通过对每一个起落架系统的传感器进行采集，分别对每一个起落架进行一次起落架下到位状态判断，最后综合每一个起落架的判断结果判断整个运载器起落架放下状态，本申请大大缩短了控制系统中对起落架状态的判断时间，保证了整个起落架放下任务的时间要求。
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公开(公告)号：CN112591140A
公开(公告)日：2021-04-02
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110844124A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911092661.0
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例中提供了可重复使用运载器起落架控制系统及控制方法，可重复使用运载器起落架控制系统包括，起落架判断单元根据起落架下到位传感器的开关常开端信号和常闭端信号进行与运算直接确定整个运载器起落架放下状态是否正常，相比现有技术通过对每一个起落架系统的传感器进行采集，分别对每一个起落架进行一次起落架下到位状态判断，最后综合每一个起落架的判断结果判断整个运载器起落架放下状态，本申请大大缩短了控制系统中对起落架状态的判断时间，保证了整个起落架放下任务的时间要求。
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公开(公告)号：CN110765550A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201910989548.6
申请日：2019-10-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法分为四个步骤：第一步，根据输入的六分量形式的站位气动载荷和站位质量形式的质量分布，计算分段六分量形式的气动力和惯性力及其合力；第二步，根据分段六分量形式合力，给出分段等效载荷的大小和等效作用位置的最小二乘解；第三步，根据分段等效载荷的大小和等效作用位置，利用杠杆分配原理，给出站位等效载荷的“两点挑”求解方法，得到了站位三分量形式等效加载力大小及其等效作用位置；第四步，利用分段等效载荷和站位等效载荷，求出加载站位的力矩偏差，以进行载荷评价。本发明实现了面对称再入飞行器结构静力试验载荷的高精度快速设计，便于静力试验设计人员使用。
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公开(公告)号：CN113962129A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111248096.X
申请日：2021-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 宋国莲 , 陈亮 , 袁园 , 马婷婷 , 田晓旸 , 时米清 , 张斌 , 韩鹏鑫 , 孙兵 , 褚光远 , 张化照 , 蔡巧言 , 王飞 , 张涛 , 郑平军 , 乙冉冉 , 曾凡文 , 张璁 , 杨传成 , 田兴
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种双层低温结构的连接优化设计方法，所述方法包括如下步骤：(1)计算贮箱轴向和径向低温收缩量；(2)根据贮箱轴向和径向低温收缩量得到拉杆的安装角和长度；(3)根据拉杆的安装角和长度建立贮箱与机身连接结构的优化模型。本发明既可以解决低温贮箱与机身之间的连接匹配性问题，又可以满足结构在不同载荷下的强度、刚度、结构稳定性的要求。
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公开(公告)号：CN106763424B
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201611097740.7
申请日：2016-12-02
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于回油腔变油孔的起落架缓冲器设计方法，在现有起落架缓冲器的基础上，将在活塞杆上支撑的外表面沿周向均匀设置多个贯通的凹槽；在缓冲器外筒的内表面沿周向设置多个与所述凹槽对应的凸起；所述凸起位于缓冲器行程段；由功量曲线获取现有起落架缓冲器的油峰F1和气峰F2，调整油峰F1所处行程附近的缝隙的面积An，直至油峰F1与气峰F2相当；计算功量曲线上油峰F1和气峰F2之间的最低值F0，如果F0显著小于F1和F2，则减小F0所处行程附近的缝隙的面积An；计算缓冲器效率，如果满足要求则确定缓冲器外筒上的凸起尺寸。本发明的方案在较小的设计空间内实现了变油孔设计，在小型飞行器起落架高效率缓冲器设计上有着较好的优化效果。
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公开(公告)号：CN107807543A
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201711158818.6
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 严卿 , 欧峰 , 闫旭晟 , 郑平军 , 马婷婷 , 闻悦 , 王飞 , 蔡巧言 , 朱永贵 , 张旭辉 , 张化照 , 邵秋虎 , 赵大海 , 刘岱 , 何朔 , 海尔瀚 , 韩威 , 曾凡文
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于实时状态识别的释放分离自动控制系统和方法，及牵引滑跑试验装置，其中，所述系统包括：导航模块，用于对牵引车的位置信息进行实时解算，得到牵引车的实时速度；显示控制模块，用于根据所述实时速度与分离速度的比较结果发送第一分离控制指令；以及，根据反馈信号发送第二分离控制指令或刹车指令；释放分离模块，用于根据所述第一分离控制指令，采用第一分离策略控制牵引车与飞行器分离；以及，根据所述第二分离控制指令，采用第二分离策略控制控制牵引车与飞行器分离；以及，根据所述刹车指令，采用第三分离策略控制牵引车和飞行器紧急刹车。通过本发明实现了牵引车和飞行器的自动分离，且系统可靠性高。
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