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公开(公告)号：CN108534615A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810204842.7
申请日：2018-03-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供一种用于减缓操作性碎片的爆炸螺栓保护装置及爆炸螺栓系统，属于火箭分离技术领域。所述爆炸螺栓保护装置包括第一保护壳体和第二保护壳体，第一保护壳体包括一端开口的第一盒体和与第一盒体配套的第一盖板，第二保护壳体包括一端开口的第二盒体和与第二盒体配套的第二盖板，第一盒体的第一侧壁与第二盒体的第一侧壁相贴，用于固定爆炸螺栓以使爆炸螺栓两端分别位于第一保护壳体和第二保护壳体内，第一盒体的第二侧壁以及第二盒体的第二侧壁上均设有缓冲组件，第二侧壁与第一侧壁相对，缓冲组件包括层叠的第一金属层和弹性缓冲层，弹性缓冲层与第二侧壁连接。该装置能降低爆炸螺栓盒体受到的局部冲击力，避免盒体结构局部碎裂产生碎片。
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公开(公告)号：CN110542012B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201811409385.1
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F16P1/02
Abstract: 本发明一种电连接器波纹防护罩，包括芯级罩体、波纹罩体、助推罩体；芯级罩体一端通过翻边与芯级安装连接，另一端为插槽结构，波纹罩体一端与芯级罩体的插槽配合连接，另一端与助推罩体螺接，助推罩体一端通过翻边与助推器安装连接，另一端与波纹罩体螺接；所述芯级罩体、波纹罩体、助推罩体的轴线重合。本发明解决传统芯级与助推之间电缆网长度过长、信号衰减程度大、对运载能力造成损失、影响电气系统正常工作等诸多问题。
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公开(公告)号：CN110542012A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201811409385.1
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F16P1/02
Abstract: 本发明一种电连接器波纹防护罩，包括芯级罩体、波纹罩体、助推罩体；芯级罩体一端通过翻边与芯级安装连接，另一端为插槽结构，波纹罩体一端与芯级罩体的插槽配合连接，另一端与助推罩体螺接，助推罩体一端通过翻边与助推器安装连接，另一端与波纹罩体螺接；所述芯级罩体、波纹罩体、助推罩体的轴线重合。本发明解决传统芯级与助推之间电缆网长度过长、信号衰减程度大、对运载能力造成损失、影响电气系统正常工作等诸多问题。
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公开(公告)号：CN204286242U
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201420604096.8
申请日：2014-10-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B15/36
Abstract: 一种爆炸螺栓捕获装置，包括：捕获器，设置在爆炸螺栓捕获装置的内部，捕获器的内壁上设置捕获片，捕获器内部容纳与爆炸螺栓的螺杆连接的主螺母；螺母套，设置在爆炸螺栓捕获装置的一端并封闭捕获器的开口，螺母套具有中心孔，中心孔的轴线相对于螺母套的轴线偏心设置。本实用新型的螺母套采取偏心孔设计，使得主螺母在撞击螺母套时受力并不均匀，对着开孔的部分不受反作用力，而对着实心的部分的则会受到反作用力，从而使得主螺母的返回轨迹略微偏离中心线，斜向飞向捕获片的根部，从而大大增加了捕获效率。
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公开(公告)号：CN119539717A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411531409.6
申请日：2024-10-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/10 , G01B5/02 , G01B5/06 , G01N19/04 , G01N3/06 , G01N3/22 , G01N3/44 , G01N3/30 , G01N3/18 , G01N3/24 , G01L5/24 , G01N13/00 , G01N17/00 , G06F30/15 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了紧固件系统验证方法，实现了航天飞行器不同应用环境下，紧固件的性能验证流程制定。通过流程中每一个步骤中的验证方法、合格性判据、不合格的处理方法和需回滚流程的位置，解决了紧固件自身性能与紧固件应用于航天飞行器的要求之间不对等的问题，确保紧固件能够满足航天器所经历的不同使用环境。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117874942A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311750201.9
申请日：2023-12-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/17
Abstract: 本申请实施例提供一种7055高强度铝合金螺栓头部成型设计及验证方法，涉及紧固件技术领域，该方法基于7055高强度铝合金开展螺栓头部成型设计，并对成型后的螺栓进行系统性的检验。通过本申请提供的7055高强度铝合金螺栓头部成型设计及验证方法，能够实现7055高强度铝合金螺栓头部挤压成型，解决开裂问题，并且通过非破坏+破坏检验，系统验证产品的性能及可靠性，具有成本低、一致性好、方便快捷的优点。
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公开(公告)号：CN117313230A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311136615.2
申请日：2023-09-05
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请实施例提供一种用于航天紧固连接系统的耐腐蚀系统性设计方法，该设计方法包括紧固件与新一代液体推进剂的相容性评估与精确化设计方法，该方法基于紧固件与新一代液体推进剂相容性浸泡试验、紧固件与新一代液体推进剂相容性评估以及测试分析方法实现，该设计方法还包括紧固连接系统多层异质合金多相连接电偶腐蚀速率评估与精准化匹配设计方法，该方法基于紧固连接系统两相多组合电化学试验、基于COMSOL软件的紧固连接系统力、热、电化学耦合场仿真分析方法实现，其中多层异质合金包含紧固件，从系统设计角度避免腐蚀对紧固连接系统的严重影响，提升设计可靠性与准确性，提升弹箭可靠性。
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公开(公告)号：CN117538000A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311270529.0
申请日：2023-09-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请实施例提供一种紧固系统振动试验及评估方法，涉及紧固件技术领域，包括建立被考核的双型紧固连接系统、建立多向振动与温度耦合验证系统和连接系统振动试验结果评估。本系统针对运载火箭径向连接、轴向连接的实际安装形式，模拟不同方向下箭上随机振动条件，采用基于超声测量的螺栓实现预紧力的精确、直接测试，通过施加高温、常温、低温的宽温域条件，精确精准判断宽温域条件下紧固系统的防松性能。试验结果与紧固件振动试验结果进行比对，从而对工程实际具有重要指导作用，提升系统防松性能和连接可靠性。
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公开(公告)号：CN117189745A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311076375.1
申请日：2023-08-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: F16B43/00
Abstract: 本申请实施例提供一种高抗拉剪型复合材料用垫圈结构，包括碳环氧舱段蒙皮、构件、垫圈、螺栓和螺母，碳环氧舱段蒙皮侧和构件侧各安装一垫圈，通过螺栓和螺母连接，垫圈包括梅花状垫板、圆形通孔柱体和加强斜筋，梅花状垫板、圆形通孔柱体和加强斜筋为整体成型结构。采用本申请提供的高抗拉剪型复合材料用垫圈结构，由于该结构的垫圈主要用于碳环氧舱段蒙皮结构的抗剪强度，其周长相比传统垫圈约长1倍，垫圈被拉脱需要克服更多的碳纤维丝，从而提高了垫圈的拉脱破坏能力；同时由于垫圈的结构设计，在拉伸和剪切时能够较大限度的限制复合材料开孔的破坏，从而进一步提高抗拉剪能力。
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公开(公告)号：CN114156694B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202111274773.5
申请日：2021-10-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 刘秉 , 李茂 , 董余红 , 宋漪萍 , 李平岐 , 栾宇 , 黄兵 , 黄辉 , 李东 , 杨虎军 , 娄路亮 , 田建东 , 吴洁 , 沈丹 , 冯韶伟 , 牟宇 , 王伟 , 王建明 , 沈安 , 于子文 , 王浩苏 , 金杰 , 夏超
IPC: H01R13/633 , H01R13/46 , H01R43/00
Abstract: 一种提升容错能力的电气系统箭地接口设计方法，包括如下步骤：S1、控制系统和测量系统的脱拔连接器采用双层脱拔连接器，并且脱拔连接器插头电缆罩、插头壳体、插座壳体材料使用钛合金；S2、进行脱拔连接器的点位分布进行优化设计；S3、在箭上脱拔电缆一级尾段设置脱拔转接电分离连接器，起飞后控制系统发送电分离指令将脱拔转接电分离连接器的插头和插座分开，使TB信号切断；S4、对脱拔转接电分离连接器进行防护设计；S5、脱拔转接电分离连接器的插座采取钣金支架进行安装固定，脱拔转接电分离连接器外侧覆盖有柔性防热罩。本发明可有效提升运载火箭电气系统箭地接口的容错能力和箭地接口环境适应能力。
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