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公开(公告)号：CN106021628B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201510389150.0
申请日：2015-07-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出了一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。本发明还提出了运载火箭助推级和运载火箭垂直返回弹道设计方法。本发明提出的垂直返回弹道设计方法操作简单，易于工程实现，所得的各子飞行段的轨迹指标满足热流峰值、动压、飞行过载及终端位置等约束要求。
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公开(公告)号：CN104315928B
公开(公告)日：2015-12-09
申请号：CN201410585072.7
申请日：2014-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，具体步骤为：步骤一，选材：基于强度与导热率之比，选取在20K-90K的低温区具有较高强度和较低导热率的碳纤维复合材料；步骤二，初步结构设计：考虑结构形式强度和热流量的限制，进行五种初步结构形式设计；步骤三，强度及重量分析：在承受大载荷的拉伸和压缩的情况下，进行拉伸应力、压缩应力和屈曲因子分析；步骤四，热分析：从步骤三中满足强度要求的结构形式中选择热流量最低的结构形式。本发明通过方法优化，将高强度的碳纤维复合材料用于运载火箭低温贮箱的V型20杆结构设计中，满足大推力运载火箭上升段的大载荷要求。
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公开(公告)号：CN103950554A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410141702.1
申请日：2014-04-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开一种航天器推进剂在轨加注系统及方法，采用了先一次排气后再增压加注的技术，使得目标贮箱和加注贮箱不需要气路和液路同时连接，只用单一的液路进行连接，简化了对接机构；补给航天器不需要安装泵进行增压加注，不但避免了泵中电机旋转而产生的姿态干扰力矩，而且降低了加注时的增压压力，提升任务的可靠性；加注之前对目标航天器贮箱泄压至推进剂饱和蒸汽压以下的措施，确保了目标航天器贮箱填充率达到较高的水平。此外，该系统具有可重复使用的特性，补给航天器可以对多个目标或对一个目标进行多次在轨补给，为在轨加注服务的进一步实施奠定基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106021628A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201510389150.0
申请日：2015-07-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出了一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。本发明还提出了运载火箭助推级和运载火箭垂直返回弹道设计方法。本发明提出的垂直返回弹道设计方法操作简单，易于工程实现，所得的各子飞行段的轨迹指标满足热流峰值、动压、飞行过载及终端位置等约束要求。
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公开(公告)号：CN106005487B
公开(公告)日：2018-02-13
申请号：CN201510389149.8
申请日：2015-07-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及一种飞行器加注对接接口装置，包括受注接口和加注接口两部分。导向口瞄准受注接口，受注接口进入锥筒型导向口颈部后，其头部将滚珠挤出至锁芯第一段，但滚珠不会完全滚出锥形孔，直至头部接触加注管口肩托斜面上的密封圈；电机转动，通过主动齿轮和丝杠操作锁芯上行，锁芯内部的斜面将滚珠挤入锥筒型导向口上的锥形孔，滚珠的一部分透过锥形孔进入受注接口上的凹口，实现对受注接口的锁紧，电机反向转动实现解锁。利用滚珠与特型锁芯组成球锁，并通过电机驱动实现对受注接口的锁紧与解锁。作为机械臂的末端执行机构，使推进剂在轨加注方式更加灵活。
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公开(公告)号：CN106005487A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201510389149.8
申请日：2015-07-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种空间在轨加注对接接口装置，本发明涉及一种飞行器加注对接接口装置，包括受注接口和加注接口两部分。导向口瞄准受注接口，受注接口进入锥筒型导向口颈部后，其头部将滚珠挤出至锁芯第一段，但滚珠不会完全滚出锥形孔，直至头部接触加注管口肩托斜面上的密封圈；电机转动，通过主动齿轮和丝杠操作锁芯上行，锁芯内部的斜面将滚珠挤入锥筒型导引口上的锥形孔，滚珠的一部分透过锥形孔进入受注接口上的凹口，实现对受注接口的锁紧，电机反向转动实现解锁。利用滚珠与特型锁芯组成球锁，并通过电机驱动实现对受注接口的锁紧与解锁。作为机械臂的末端执行机构，使推进剂在轨加注方式更加灵活。
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公开(公告)号：CN103950554B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410141702.1
申请日：2014-04-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开一种航天器推进剂在轨加注系统及方法，采用了先一次排气后再增压加注的技术，使得目标贮箱和加注贮箱不需要气路和液路同时连接，只用单一的液路进行连接，简化了对接机构；补给航天器不需要安装泵进行增压加注，不但避免了泵中电机旋转而产生的姿态干扰力矩，而且降低了加注时的增压压力，提升任务的可靠性；加注之前对目标航天器贮箱泄压至推进剂饱和蒸汽压以下的措施，确保了目标航天器贮箱填充率达到较高的水平。此外，该系统具有可重复使用的特性，补给航天器可以对多个目标或对一个目标进行多次在轨补给，为在轨加注服务的进一步实施奠定基础。
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公开(公告)号：CN104315928A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410585072.7
申请日：2014-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，具体步骤为：步骤一，选材：基于强度与导热率之比，选取在20K-90K的低温区具有较高强度和较低导热率的碳纤维复合材料；步骤二，初步结构设计：考虑结构形式强度和热流量的限制，进行五种初步结构形式设计；步骤三，强度及重量分析：在承受大载荷的拉伸和压缩的情况下，进行拉伸应力、压缩应力和屈曲因子分析；步骤四，热分析：从步骤三中满足强度要求的结构形式中选择热流量最低的结构形式。本发明通过方法优化，将高强度的碳纤维复合材料用于运载火箭低温贮箱的V型20杆结构设计中，满足大推力运载火箭上升段的大载荷要求。
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