公开(公告)号：CN106777639A

公开(公告)日：2017-05-31

申请号：CN201611119415.6

申请日：2016-12-08

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张振峰 ,  曹俊生 ,  孙小珠 ,  崔赞红 ,  朱俊杰 ,  常立平 ,  常世杰 ,  段君毅 ,  冯宇 ,  何俊彦 ,  洪亚军 ,  李传吟 ,  李立春 ,  刘国林 ,  楼俏 ,  毛国斌 ,  欧阳文 ,  吴金花 ,  徐博 ,  徐磊 ,  杨延蕾 ,  周磊 ,  瞿水群

IPC: G06F17/50 ,  G06T17/00

CPC classification number: G06F17/509 ,  G06T17/00

Abstract: 电缆网三维设计是机电一体化系统设计的重要组成部分。本文提出了一种基于坐标定位法的电缆网三维设计方法，该方法通过坐标定位法进行电连接器的装配设计、线缆的布线设计，通过连接线束和包络线束模拟电缆，使得电缆网三维设计脱离了系统组件模型和收缩包络，实现了电缆网三维独立建模，降低了电缆网三维设计对计算机硬件的要求，提高了电缆网三维设计效率，增强了电缆网三维模型的维护性和数据稳定性。

公开(公告)号：CN115325089A

公开(公告)日：2022-11-11

申请号：CN202210910094.0

申请日：2022-07-29

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 赵启龙 ,  洪亚军 ,  曹斌 ,  赵展 ,  尚逸凡

IPC: F16F15/02 ,  F16F7/01 ,  B64G1/64 ,  B64G1/22

Abstract: 本发明涉及一种小型颗粒阻尼式刚性减冲击装置，包括：金属转接支架、蜂窝夹层结构板和颗粒阻尼器。减冲击装置设置于火工品与电气设备安装位置之间，用于对火工品起爆时产生的冲击应力波进行衰减，降低到达电气设备处的冲击条件。可在航天器上太阳电池阵与舱体间的狭小空间内进行安装，通过颗粒阻尼耗能特性和增加应力波传递路径复杂度来衰减冲击能量，为刚性连接形式，不降低连接刚度，不影响安装精度。

公开(公告)号：CN107844621A

公开(公告)日：2018-03-27

申请号：CN201710638239.5

申请日：2017-07-31

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 赵启龙 ,  励吉鸿 ,  洪亚军 ,  符建明 ,  柴艳

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明涉及一种航天器结构轻量化评价方法，用于对航天器结构设计方案的轻量化程度进行评价。本方法综合考虑了航天器构型、受力、质心位置、器箭接口尺寸和整星刚度等多种因素对结构设计的影响，将航天器轴向力求解经验方法与结构质量、刚度指标要求相结合，给出航天器结构轻量化系数，消除了构型、受力等因素的差异化对结构轻量化设计的影响，避免了传统采用结构质量大小或占比大小对航天器结构轻量化方案进行评价的局限性，提供了一种从总体角度评价航天器结构轻量化设计的方法，适用于对器箭接口位于底部的航天器结构轻量化设计方案进行评价。

公开(公告)号：CN107844621B

公开(公告)日：2021-03-09

申请号：CN201710638239.5

申请日：2017-07-31

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 赵启龙 ,  励吉鸿 ,  洪亚军 ,  符建明 ,  柴艳

IPC: G06F30/15 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明涉及一种航天器结构轻量化评价方法，用于对航天器结构设计方案的轻量化程度进行评价。本方法综合考虑了航天器构型、受力、质心位置、器箭接口尺寸和整星刚度等多种因素对结构设计的影响，将航天器轴向力求解经验方法与结构质量、刚度指标要求相结合，给出航天器结构轻量化系数，消除了构型、受力等因素的差异化对结构轻量化设计的影响，避免了传统采用结构质量大小或占比大小对航天器结构轻量化方案进行评价的局限性，提供了一种从总体角度评价航天器结构轻量化设计的方法，适用于对器箭接口位于底部的航天器结构轻量化设计方案进行评价。

公开(公告)号：CN107967393B

公开(公告)日：2021-02-26

申请号：CN201711285993.1

申请日：2017-12-07

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张华 ,  刘汉武 ,  赵启龙 ,  吴松 ,  洪亚军 ,  柳征勇 ,  唐平 ,  李东颖

IPC: G06F30/23 ,  G06F30/15 ,  G06F111/04 ,  G06F111/10 ,  G06F119/14

Abstract: 基于多约束条件下的航天器双筒并联结构承载设计方法,包括步骤：建立承力筒整体结构的有限元模型；对有限元模型进行静力学分析，提取内筒、外筒的最大应力；对有限元模型进行动力学分析，通过模态有效因子追踪承力筒整体结构的纵向、横向、扭转的第一阶主频率；以承力筒整体结构重量最小化为目标，将预先设置的应力许可约束条件和频率约束条件对承力筒整体结构进行优化分析，获得承力筒的质量；在获得承力筒质量的基础上，对承力筒进行载荷分析；对外筒、内筒的承载比例进行分配，实现外筒、内筒的联合承载。实现资源配置优化，同时，使外筒和内筒的联合能实现大型有效载荷的联合承载。

公开(公告)号：CN109131948A

公开(公告)日：2019-01-04

申请号：CN201811034568.X

申请日：2018-09-04

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 朱俊杰 ,  冯宇 ,  李江道 ,  李立春 ,  孙小珠 ,  李传吟 ,  朱磊 ,  欧阳文 ,  吴金花 ,  常世杰 ,  段君毅 ,  徐磊 ,  洪亚军 ,  瞿水群 ,  常立平 ,  原潇

IPC: B64G1/58

CPC classification number: B64G1/58

Abstract: 本发明涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，其中，航天器尾焰防护隔热装置主要应用于外承力筒式构型航天器的主发动机尾焰的防护与隔热，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。本发明的航天器尾焰防护隔热装置实现了耐高温、隔热性好、质量轻等有益效果。