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公开(公告)号：CN110899383B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN201911046815.2
申请日：2019-10-30
申请人： 太原科技大学 , 北京机电研究所有限公司 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： B21D1/02
摘要： 本发明属于金属型材复合成形技术领域，具体涉及一种带外横向筋的薄壁筒形件弧段的展开矫直方法，是基于本发明所涉及的一种宽幅高筋薄壁弧段的展开矫直设备上进行的；包含以下步骤：(1)矫直辊位置调整与弧段坯料装入并夹紧：(2)弧段坯料送进、预展开与咬入角度调整；(3)连续展开矫直。本发明在一台设备上实现了弧段坯料的夹紧送进以及弧段坯料从大曲率弧段到小曲率弧段、再到平直的的宽幅高筋薄壁板的连续渐进变形过程，效率较高；本发明在同一矫直辊的不同部位采用不同的材料，可适应弧段坯料上筋板和薄壁板展开矫直的需要；本发明通过调整各矫直辊之间的间距及压上压下量可适应不同曲率、不同厚度的弧度壁板的展开矫直，应用范围广。
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公开(公告)号：CN110899382B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN201911046813.3
申请日：2019-10-30
申请人： 太原科技大学 , 北京机电研究所有限公司 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： B21D1/02
摘要： 本发明属于金属型材复合成形技术领域，具体涉及一种带外横向筋的薄壁筒形件弧段的展开矫直设备，本发明的矫直辊系统包括12个矫直辊；由两个矫直辊、两套夹送辊调整装置组成夹送辊系，每套夹送辊调整装置由螺杆、螺母、两个半环卡箍、矩形滑块、承力框架、气缸和夹送辊架共同组成；由3个矫直辊组成预展开辊系；由3个矫直辊组成咬入角度调整辊系；由7个矫直辊组成七辊矫直辊系。本发明在吸收传统多辊矫直设备优点的基础上，对传统矫直设备进行了改进和创新，使其能符合带外横向筋的薄壁筒形件弧段展开矫直的需要，可实现弧段坯料的夹紧送进、预展开、咬入角度调整、连续展开矫直等多项功能，占地面积小，投资小，效率高。
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公开(公告)号：CN110900120B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN201911045445.0
申请日：2019-10-30
申请人： 太原科技大学 , 北京机电研究所有限公司 , 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本发明属于金属型材复合成形技术领域，具体涉及一种宽幅高筋薄壁金属壁板的整体成形方法，包括以下步骤：(1)采用旋压工艺或切削加工工艺制备机加筒坯；(2)剖分切割；(3)展开矫直前热处理；(4)展开矫直；(5)后续工艺处理。本发明的目的在于利用现有技术较容易生产出大直径高精度带外横向筋的薄壁筒形件的优势，利用本发明提出的宽幅高筋薄壁金属壁板的整体成形方法，结合本发明所涉及的一种带外横向筋的薄壁筒形件弧段的展开矫直设备和方法，可克服现有技术在宽幅高筋薄壁金属壁板整体成形方面存在的诸多困难，破解“宽幅高筋薄壁金属壁板”整体成形的生产难题。
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公开(公告)号：CN113772135B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202111040310.2
申请日：2021-09-06
申请人： 太原科技大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 一种气动剪切解锁机构及其应用，属于航天技术领域，上对接环设置于下对接环的上方，上对接环的上端面固定安装在卫星A的底部，下对接环的下端面固定设置在地面或发射基座上，并且上对接环外壁的下部和下对接环外壁的上部通过包带锁紧机构连接，下对接环的底部与包带锁紧机构之间设置拉簧组件，下对接环内壁的上部设置弹簧分离组件。本发明以剪切机构代替火工品，实现无碰触、无冲击执行分离任务，不仅确保有效载荷独立、不受干扰地进入轨道并执行任务，而且具有锁紧力大、解锁冲击小的优点，同时本发明即可用于卫星的分离，也可用于其他航天器的分离。
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公开(公告)号：CN112539117B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202011263918.7
申请日：2020-11-12
申请人： 太原科技大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K1/82
摘要： 一种多向摇摆轨控发动机高温隔热机构，属于飞行器发动机高温热防护装置技术领域，解决大推力双向摇摆轨控发动机在轨工作过程中双向摇摆引起的高温热防护技术问题。本发明包括驱动装置和隔热装置，隔热装置为喇叭形状，隔热装置安装于发动机喷管的外壁上并罩设于发动机机身的外部，驱动装置位于隔热装置的喇叭口中，驱动装置沿发动机喷管外壁的圆周方向均匀布置，并且驱动装置与每一支架的位置相对应。本发明根据飞行器飞行过程中的运行轨迹与隔热屏四周阻力的大小的不同，通过调整均匀布置在发动机喷管圆周方向的驱动装置实现隔热屏与发动机喷管产生一定角度的摆动，从而调整隔热屏形态及其与发动机相对位置，确保整体热控设计的有效性和灵活性。
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公开(公告)号：CN113772135A
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202111040310.2
申请日：2021-09-06
申请人： 太原科技大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 一种气动剪切解锁机构及其应用，属于航天技术领域，上对接环设置于下对接环的上方，上对接环的上端面固定安装在卫星A的底部，下对接环的下端面固定设置在地面或发射基座上，并且上对接环外壁的下部和下对接环外壁的上部通过包带锁紧机构连接，下对接环的底部与包带锁紧机构之间设置拉簧组件，下对接环内壁的上部设置弹簧分离组件。本发明以剪切机构代替火工品，实现无碰触、无冲击执行分离任务，不仅确保有效载荷独立、不受干扰地进入轨道并执行任务，而且具有锁紧力大、解锁冲击小的优点，同时本发明即可用于卫星的分离，也可用于其他航天器的分离。
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公开(公告)号：CN112431687B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202011261171.1
申请日：2020-11-12
申请人： 太原科技大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K1/82
摘要： 本发明涉及一种折叠式轨控发动机高温隔热机构，属于飞行器发动机高温热防护装置技术领域，解决大推力双向摇摆轨控发动机在轨工作过程中由双向摇摆带来的复杂的高温热防护问题，本装置它包括驱动装置、固定架和隔热装置，发动机机身B的下方安装发动机喷管A，其中：若干所述驱动装置沿圆周方向均布于发动机喷管A上端的外壁上，所述固定架安装于若干驱动装置下方发动机喷管A的外壁上，固定架呈开口向上的喇叭形状罩设于发动机机身B的外部，若干隔热装置活动安装于固定架上，驱动装置驱动对应的隔热装置沿固定架折叠或者展开；本发明结构简单、安装方便，在飞行器起飞过程中可根据运行轨迹与隔热屏四周阻力大小的不同，实现隔热屏的折叠与展开。
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公开(公告)号：CN112539117A
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN202011263918.7
申请日：2020-11-12
申请人： 太原科技大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K1/82
摘要： 一种多向摇摆轨控发动机高温隔热机构，属于飞行器发动机高温热防护装置技术领域，解决大推力双向摇摆轨控发动机在轨工作过程中双向摇摆引起的高温热防护技术问题。本发明包括驱动装置和隔热装置，隔热装置为喇叭形状，隔热装置安装于发动机喷管的外壁上并罩设于发动机机身的外部，驱动装置位于隔热装置的喇叭口中，驱动装置沿发动机喷管外壁的圆周方向均匀布置，并且驱动装置与每一支架的位置相对应。本发明根据飞行器飞行过程中的运行轨迹与隔热屏四周阻力的大小的不同，通过调整均匀布置在发动机喷管圆周方向的驱动装置实现隔热屏与发动机喷管产生一定角度的摆动，从而调整隔热屏形态及其与发动机相对位置，确保整体热控设计的有效性和灵活性。
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公开(公告)号：CN112431687A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011261171.1
申请日：2020-11-12
申请人： 太原科技大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K1/82
摘要： 本发明涉及一种折叠式轨控发动机高温隔热机构，属于飞行器发动机高温热防护装置技术领域，解决大推力双向摇摆轨控发动机在轨工作过程中由双向摇摆带来的复杂的高温热防护问题，本装置它包括驱动装置、固定架和隔热装置，发动机机身B的下方安装发动机喷管A，其中：若干所述驱动装置沿圆周方向均布于发动机喷管A上端的外壁上，所述固定架安装于若干驱动装置下方发动机喷管A的外壁上，固定架呈开口向上的喇叭形状罩设于发动机机身B的外部，若干隔热装置活动安装于固定架上，驱动装置驱动对应的隔热装置沿固定架折叠或者展开；本发明结构简单、安装方便，在飞行器起飞过程中可根据运行轨迹与隔热屏四周阻力大小的不同，实现隔热屏的折叠与展开。
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公开(公告)号：CN114111462B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202111272022.X
申请日：2021-10-29
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 张宏剑 , 章凌 , 王辰 , 于兵 , 张东 , 肖耘 , 宋征宇 , 吴义田 , 王婧超 , 吴会强 , 路志峰 , 张希 , 张雪峰 , 徐明钊 , 李虹 , 乐晨 , 郭岳 , 王迪
摘要： 本发明涉及一种重复使用运载火箭高轻质着陆缓冲机构，属于着陆缓冲机构设计领域；包括主腿、支撑气动罩和橡胶盘；其中，主腿为杆状结构；支撑气动罩为梯形结构；主腿和支撑气动罩的上端均与外部运载火箭箭体旋转连接；主腿和支撑气动罩的下端均与橡胶盘通过转轴旋转连接；主腿为多子腿套嵌结构，着陆缓冲机构展开与收拢通过主腿子腿的伸缩实现；本发明大幅降低着陆缓冲机构整体重量与工作载荷，有助提升运载火箭整体发射效率与改善返回着陆载荷环境。
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