-
公开(公告)号：CN103407585A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310315914.2
申请日：2013-07-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种弹簧分离装置，包括一壳体，所述壳体内容置一活塞，所述活塞与壳体底部之间的空腔内容置一压缩弹簧；所述活塞与压缩弹簧接触的另一面设有推杆，所述壳体顶部设置通孔，所述推杆在压缩弹簧的作用下可穿过所述通孔伸出壳体外。本发明通过壳体、压缩弹簧和活塞之间的尺寸配合，实现压缩弹簧弹性势能的定量贮存和输出，用于为两分离体精确提供设计要求的分离能量，具有可靠性高、无冲击、设计简单、安装方便、输出能量可精确控制、加工工艺及经济性好等优点。
-
公开(公告)号：CN118395587A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410336133.X
申请日：2024-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 一种基于动力学约束的级间连接解锁装置轻量化设计方法，包含以下步骤：S1：火箭级间的载荷输入；S2：设置火箭级间单点连接解锁装置数量；S3：按照载荷输入剖析单点载荷；S4：以残余预紧力为约束，设计最小预紧力；S5：按照单点载荷和预紧力，设计单点连接解锁装置承载最小螺栓直径；S6：得到起以数量、螺栓直径为变量的火箭级间火工(气动)连接解锁装置重量的函数模型；S7：优选出最佳单点连接解锁装置数量和螺栓直径的搭配的火工(气动)连接解锁装置轻量化的设计方案。
-
公开(公告)号：CN117473724A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311377886.7
申请日：2023-10-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种箱式发射火箭一、二子级分离动力学等效验证方法，包括火箭级间竖直两体分离自由运动等效成水平单体分离运动、水平分离单体等效质量计算、三个侧向载荷等效为一个水平载荷、分离动力学等效验证方法、测试结果判读。本发明通过加速度相等，将箱式发射火箭一、二子级两体垂直分离动力学等效为一端固定一端运动的单体动力学；计算火箭所有载荷在分离面处的等效力和力矩，将分离面处的等效力和力矩等效为运动端的侧向力、基于气浮平台，将级间竖直两体分离自由运动等效成水平单体分离运动、通过测量分离体的位移、求解分离体速度，基于判读原则，分析出分离能力。
-
公开(公告)号：CN117284507A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311238072.5
申请日：2023-09-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种用于失重物体承载分离动力学试验的气动悬浮试验装置，该机构设备主要包括气悬浮平台(1)、气动悬浮组件(2)、地面固定工装组件(3)、承载分离组件(4)、地面载荷加载组件(5)、外部检测组件(6)、气动拔销解锁组件(7)，该工装机构可有效模拟物体在失重环境下、受外载荷下分离的动力学环境，并为物体提供开展承载分离试验的平台，同时可监测出速度姿态、应力应变等关键参数，可真实等效风洞实验室中物体在失重环境下受外载荷下分离的动力学效果，大大减少成本，提高效率。
-
公开(公告)号：CN113184227B
公开(公告)日：2022-07-26
申请号：CN202110437507.3
申请日：2021-04-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种被动式空间锁紧释放装置，包括壳体、锁钩组件、滑动销、压板、操作杆、端盖、包带组件、底罩、拉簧组件；壳体外侧沟槽内均安装一组锁钩组件；锁钩组件的锁钩一端端部设置腰形孔，腰形孔内安装滑动销，各压板在压板滑槽中滑动，形成柱销运动副；端盖固定安装在圆筒部分的端口，各压板通过拉簧组件与端盖连接；若干操作杆沿周向均匀分布在包带组件上；包带组件套在锁钩组件外，包带结构上设置爆炸螺栓，通过爆炸螺栓实现解锁；底罩安装在壳体上，罩住包带组件及锁钩组件，底罩侧壁上沿纵向开有操作杆活动槽，操作杆从操作杆活动槽伸出。本发明可实现手动锁紧与释放、火工品自动释放功能，配合被锁紧件，本发明具有电动解锁与释放功能。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113623345A
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110728247.5
申请日：2021-06-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种柔性太阳电池翼用长寿命张紧机构，包括转轴组件、轴承、接触式平面蜗卷弹簧、壳体组件、绕线轮组件、钢丝绳以及滑轮组件。在柔性太阳电池翼完全展开后，伸展机构带动上箱体继续伸展，将钢丝绳从绕线轮组件上拉出，绕线轮组件旋转、接触式平面蜗卷弹簧卷紧，弹簧扭矩通过转轴组件、绕线轮组件、钢丝绳转化为对柔性太阳电池翼的张紧力，进而保证柔性太阳电池翼具备足够的模态频率。本发明采用接触式平面蜗卷弹簧为展开的柔性太阳电池翼提供张紧力，具备结构简单、运动可靠、工作寿命长、张紧力可调以及质量轻等有益效果，可应用于长期在轨工作的柔性太阳电池翼。
-
公开(公告)号：CN103853869B
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201310375166.7
申请日：2013-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞行器分离仿真方法，其包括以下步骤：确定多点‑点式分离机构、主被动飞行器结构设计参数；建立分离机构系统动力学模型；建立飞行器分离动力学仿真模型；确定影响飞行器分离性能的各种参数，并进行单因素影响仿真分析，确定主要影响参数；综合考虑主要影响参数对飞行器分离性能的耦合仿真分析。本发明通过建立的仿真分析模型，综合考虑多个主要影响因素，对飞行器分离全过程进行了动力学仿真分析，并且经济、高效。
-
公开(公告)号：CN105474795B
公开(公告)日：2014-09-10
申请号：CN201110015854.3
申请日：2011-12-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明一种适用于飞行器包带连接解锁装置的预紧力加载装置涉及飞行器液压力加载设备技术领域，该装置由手动液压泵、分配器、油管、液压作动筒、前支撑板、前加载连接件、拉杆、套筒、后加载连接件、加载转接件、加载后支撑板、螺母、转接杆、液压表组成，工作时在液压作动筒推杆的作用下，前加载连接件和后加载连接件夹紧包带装置紧带柱，使包带收紧，在达到预紧力后，使用定力矩扳手通过转接杆和加载套筒拧紧锁紧螺母，完成预紧力加载。本装置实现了包带连接解锁装置大范围预紧力加载，采用本发明取得加载力大、均匀性好、操作简便、效率高、适应性强、安全可靠等效益。达到操作简便、效率高、适应性强、安全可靠等效果。
-
公开(公告)号：CN102767996B
公开(公告)日：2014-08-27
申请号：CN201210266549.6
申请日：2012-07-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所 , 中国长城工业集团有限公司
Abstract: 本发明涉及一种低冲击包带连接解锁装置，其中两个条带各自围成半圆周时，通过一个分离火工元件对应连接这两个条带的第一端，通过另一个分离火工元件对应连接条带的第二端；多个夹块均匀有间隔地分布设置在两个条带围成的圆周内侧，通过拧紧分离火工元件，给条带施加足够的预紧力，使条带能够在卫星及火箭的对接框外围箍紧，并通过夹块的V型面同时啮合卫星及火箭的对接框，实现卫星和火箭的可靠连接；通过引爆至少一个分离火工元件使之断裂，能够实现两个条带的解锁分离。在两个条带的两个连接处的外侧还分别设置有限位簧片来连接解锁后的两个条带。本发明在实现星箭可靠连接的基础上，能够降低星箭分离时的冲击力，减小分离冲击对卫星的影响。
-
公开(公告)号：CN103870633A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201410061416.4
申请日：2014-02-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型结构快速建模系统，包括：基础数据库模块、结构总体建模模块、结构快速输出模块，及主结构建模模块。结构总体建模模块通过骨架模板继承总体开口、接口等参数要求，进行结构总体建模，该模型为可用于强度有限元分析的线框模型；主结构建模模块，该模块根据初步优化的结构参数进行主结构参数设计，并在结构总体建模的骨架基础上完成主结构三维数字样机建模；结构快速输出子模块，根据强度有限元分析及三维标注等要求细化模型，完成大型结构快速建模，基础数据库模块为建模信息支撑。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
49
records
(took 0.043 seconds)
