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公开(公告)号：CN118289236B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410370217.5
申请日：2024-03-28
IPC分类号： B64G5/00
摘要： 本发明涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭用支撑装置、支撑系统及工作方法，其中，运载火箭用支撑装置包括第一多位多通阀、常开阀、液压缸和第二多位多通阀。第一多位多通阀设置有第一出油口。液压缸内部形成有无杆腔和有杆腔。第一出油口通过第一油管分别与无杆腔、油液入口连通；有杆腔与油液出口连通；第二多位多通阀设置有第二出油口和第三出油口；第二出油口通过第二油管分别与先导口、有杆腔连通。既能够按照使用要求控制对箭体的支撑位置的支撑力的大小，又能够控制活塞杆伸缩，可将对运载火箭的箭体的支撑状态转换为静定状态，有利于降低运载火箭的地面载荷，提高运载能力。可使用现有发射场地上的液压油源作为工作介质。
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公开(公告)号：CN118623021A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410730735.3
申请日：2024-06-06
申请人： 北京星河动力装备科技有限公司 , 北京星河动力航天科技股份有限公司 , 安徽星河动力装备科技有限公司
IPC分类号： F16K3/24 , F16K3/30 , F16K31/122
摘要： 本发明涉及航天发射技术领域，提供了一种阀门、动力组件及发射装置。阀门包括阀座、内阀筒、阀筒驱动结构以及筒体密封件。阀座上设置有燃料进口和燃料出口。内阀筒滑动连接至阀座的内腔。阀筒驱动结构与内阀筒连接，并用于驱动内阀筒在阀座内滑动，以连通或者截止燃料进口与燃料出口。筒体密封件包括密封环和弹性件，弹性件安装在密封环的内腔，密封环安装在阀座与筒体密封件之间。通过这种结构设置，密封环本身能够与阀座以及内筒体进行压紧密封，弹性件能够为密封环本体提供一定的挤压力，以补偿密封环本身的密封性。即使在低温环境下，密封环变硬后，弹性件仍能为其提供一定的挤压补偿力，进而提高其在低温环境下的密封效果。
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公开(公告)号：CN118268842B
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410716025.5
申请日：2024-06-04
申请人： 北京星河动力装备科技有限公司 , 北京星河动力航天科技股份有限公司 , 安徽星河动力装备科技有限公司
摘要： 本申请提供了一种调姿设备、装配系统和运载火箭装配方法。该调姿设备用于将运载火箭的火箭发动机装配于运载火箭的火箭过渡段的一端，调姿设备包括：沿第一方向依次设置的运载组件、平移组件、回转组件、倾转组件和升降组件；第一方向为靠近火箭过渡段的方向；运载组件用于调节调姿设备的地理位置；平移组件被构造为调节火箭发动机的水平位移；回转组件被构造为调节火箭发动机的水平角度；倾转组件被构造为调节火箭发动机与水平面之间的倾角；升降组件用于以可拆卸方式承载火箭发动机，被构造为调节火箭发动机的高度。本申请能够提高装配效率，提高装配精度，减少人力搬运成本，进而减少在搬运期间可能存在的碰撞或跌落风险。
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公开(公告)号：CN115508092B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202211086055.X
申请日：2022-09-06
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品，液体火箭包括：第一发动机和第二发动机，第一发动机为动力发动机，第二发动机为待试发动机；方法包括：响应于发射信号，第一发动机启动，并推送液体火箭升空；获取液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，第一位置指向液体火箭的目标位置坐标；确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机关闭，第二发动机启动，并对第二发动机进行真空试车。本发明通过将待试发动机发送至太空中，实现了待试发动机在真空环境下的点火与试车，节约了成本的同时，提升了待试发动机试车过程的准确性。
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公开(公告)号：CN116306035B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310560852.5
申请日：2023-05-18
IPC分类号： G06F30/20
摘要： 本申请公开了一种运载火箭弹道优化方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航空航天技术领域，其中方法包括：基于预设步长对运载火箭在飞行过程中的当前飞行事件进行仿真，确定当前仿真时刻对应的事件关联参数；在当前仿真时刻对应的事件关联参数首次满足切换参数条件但不满足切换精度条件的情况下，在当前仿真时刻和上一仿真时刻之间迭代确定变步长仿真时刻，将变步长仿真时刻确定为当前飞行事件的切换时刻；变步长仿真时刻对应的事件关联参数满足切换参数条件且满足切换精度条件；基于运载火箭在飞行过程中各个飞行事件的切换时刻，对运载火箭的弹道进行优化。本申请提供的方法和装置，提高了运载火箭弹道优化的速度和精度。
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公开(公告)号：CN118208338A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410352929.4
申请日：2024-03-26
摘要： 本申请提供了一种姿控发动机及运载火箭。该姿控发动机包括推力室、集合块以及压电片，集合块设置于推力室，内含供推进剂流动的流道；压电片沿姿控发动机的中轴线，设置于集合块远离推力室的一侧，用于将姿控发动机在工作过程中产生的反推力引起的形变量转换为推力信号。本申请实施例提供的姿控发动机及运载火箭，能够直接获得姿控发动机的推力数据，消除由于反复迭代计算产生的计算误差，提高姿控发动机的推力结果的精确性，从而精确评估姿控发动机的性能。
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公开(公告)号：CN116306035A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310560852.5
申请日：2023-05-18
IPC分类号： G06F30/20
摘要： 本申请公开了一种运载火箭弹道优化方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航空航天技术领域，其中方法包括：基于预设步长对运载火箭在飞行过程中的当前飞行事件进行仿真，确定当前仿真时刻对应的事件关联参数；在当前仿真时刻对应的事件关联参数首次满足切换参数条件但不满足切换精度条件的情况下，在当前仿真时刻和上一仿真时刻之间迭代确定变步长仿真时刻，将变步长仿真时刻确定为当前飞行事件的切换时刻；变步长仿真时刻对应的事件关联参数满足切换参数条件且满足切换精度条件；基于运载火箭在飞行过程中各个飞行事件的切换时刻，对运载火箭的弹道进行优化。本申请提供的方法和装置，提高了运载火箭弹道优化的速度和精度。
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公开(公告)号：CN116301008A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310566867.2
申请日：2023-05-19
摘要： 本申请公开了一种运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质，涉及航空航天技术领域，其中方法包括：获取运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角、实时侧滑角和在发射坐标系中的实时速度矢量；基于所述实时速度矢量，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角；基于所述实时弹道倾角、所述实时弹道偏角、所述目标攻角、所述实时侧滑角，以及所述运载火箭在所述当前飞行时刻的姿态关联关系，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角；对所述运载火箭的飞行姿态进行控制。本申请提供的方法和装置，提高了俯仰角和偏航角的求解效率，提高了运载火箭的控制响应速度。
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公开(公告)号：CN118775099A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410677875.9
申请日：2024-05-29
申请人： 北京星河动力装备科技有限公司 , 北京星河动力航天科技股份有限公司 , 安徽星河动力装备科技有限公司
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明涉及航天发射技术领域，提供了一种换热补偿集成装置、动力组件及发射装置。换热补偿集成装置包括补偿器本体及换热管路。其中，所述补偿器本体用于与发动机的涡轮排气管路连接，所述补偿器本体具有通气内腔，所述补偿器本体的通气内腔与所述涡轮排气管路相互连通，所述换热管路布设至所述补偿器本体的通气内腔中。通过这种结构设置，将所述换热管路布设至所述补偿器本体的通气内腔中，所述涡轮排气管路排出的高温燃气流经所述补偿器本体的通气内腔中并与流经所述换热管路中的推进剂进行热交换。由此，能够减小所述换热补偿集成装置的占用空间，进而减小发动机燃气汇入结构和换热结构的体积，提升发射装置的有效运力。
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公开(公告)号：CN118289236A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410370217.5
申请日：2024-03-28
IPC分类号： B64G5/00
摘要： 本发明涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭用支撑装置、支撑系统及工作方法，其中，运载火箭用支撑装置包括第一多位多通阀、常开阀、液压缸和第二多位多通阀。第一多位多通阀设置有第一出油口。液压缸内部形成有无杆腔和有杆腔。第一出油口通过第一油管分别与无杆腔、油液入口连通；有杆腔与油液出口连通；第二多位多通阀设置有第二出油口和第三出油口；第二出油口通过第二油管分别与先导口、有杆腔连通。既能够按照使用要求控制对箭体的支撑位置的支撑力的大小，又能够控制活塞杆伸缩，可将对运载火箭的箭体的支撑状态转换为静定状态，有利于降低运载火箭的地面载荷，提高运载能力。可使用现有发射场地上的液压油源作为工作介质。
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