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公开(公告)号：CN114194415A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111541081.2
申请日：2021-12-16
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/00
Abstract: 本发明公开了一种多星并联卫星发射装置，包括：支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。设置蜂窝圆盘，蜂窝圆盘上设置搭载星，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。
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公开(公告)号：CN107702600B
公开(公告)日：2019-05-28
申请号：CN201710809825.1
申请日：2017-09-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种大型运载火箭舱体复合防热结构，包括：低密度软木层，与火箭舱体通过粘贴连接；高密度软木层，与所述低密度软木层通过粘贴连接；耐火陶瓷纤维层，与所述高密度软木层粘贴连接，并且在耐火陶瓷纤维层的拼接表面通过螺栓与所述火箭舱体连接。本发明提供的大型运载火箭舱体复合防热结构，通过对三种不同防热性能和密度的防热材料进行复合，解决了大型运载火箭舱体上千摄氏度的热环境防护问题，同时达到了防热结构轻量化以及低成本的要求。
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公开(公告)号：CN109596014A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811507567.2
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种缓冲装置，包括：法兰盘、双头螺栓、缓冲帽以及紧固件，所述法兰盘中心设置有通孔，周围设置有到中心等距的若干螺孔；所述缓冲帽的单边截面为Z字型，上端法兰绕中心轴线设置有与所述法兰盘上螺孔相匹配的圆柱通孔，中间过渡段为薄壁结构，下端设置有法兰翻边，用于与有效载荷连接结构固定；所述双头螺栓两端为带螺纹的圆柱结构，所述两端的圆柱结构分别插入法兰盘和缓冲帽的螺孔内，并通过紧固件配合固定，具备冲击衰减、振动缓冲、集中力扩散功能的缓冲装置必要性充分，在设备连接或固定时可起到有效的缓冲作用。
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公开(公告)号：CN106382861B
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201611046440.6
申请日：2016-11-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭安装百公斤级卫星的支承舱侧壁搭载结构，包括：支承舱、搭载支架、安装板、支架加强结构和舱体加强结构。所述搭载支架与支承舱的外侧壁连接；所述安装板与所述搭载支架的上端面连接；所述支架加强结构安装于所述搭载支架的内部；所述舱体加强结构其安装于支承舱的内侧壁。本发明解决了百公斤级卫星搭载发射的问题，取得了简化搭载结构形式，降低成本，提高运载能力等有益效果。
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公开(公告)号：CN107063007A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710356685.7
申请日：2017-05-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00
CPC classification number: F42B15/00
Abstract: 本发明提供一种偏置集中力的运载火箭助推器贮箱结构，该结构包括前短壳、前箱底、筒段、后箱底和后短壳，五部分通过环向焊缝构成整个贮箱结构，形成可以贮存推进剂及承受各种载荷的密封容器。前短壳由一块放射外加筋壁板和两块正置外加筋壁板焊接成整体；筒段由具有集中力扩散功能的混合内加筋壁板和斜置内加筋壁板[组成。本发明解决了运载火箭助推器贮箱对偏置集中力的承载和扩散问题，使得偏置集中力通过该贮箱结构扩散变成均布力，为贮箱后面舱体提供良好的力学环境，本发明的贮箱结构具有承载能力强、结构效率高和集中力扩散效果好等特点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103870635A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201410061462.4
申请日：2014-02-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于模块化的大型结构快速设计分析优化系统，包括结构总体快速布局设计模块、结构初步快速设计优化模块、结构快速建模模块、结构快速分析模块、基础数据库模块。根据产品从需求参数输入-结构设计-强度分析全设计流程，利用参数化设计思想、模块化的系统构建技术、数据库技术、数字化建模技术、有限元分析技术、全数字化设计和分析模板定制技术，融合自动优化设计方法、知识驱动设计方法、自顶向下的设计方法，实现设计过程的快速自动优化、快速自动建模、自动有限元模型建立、自动快速有限元求解、典型零件自动出图、过程数据管理，达成全过程设计提速，提高设计效率，缩短产品开发周期。
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公开(公告)号：CN118640747A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410253979.7
申请日：2024-03-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00 , H01R13/629 , H01R24/00
Abstract: 本发明提供了一种带自动锁闭口盖的脱插整流罩结构，包括罩体与盖板，罩体底端设有中部镂空的底板，盖板一端与底板通过合页组件转动连接，在页片转轴处设有贯穿的连接轴，连接轴上设有扭簧结构，扭簧结构中部设有抵压部，抵压部贴合于盖板底面，盖板通过合页组件实现自动翻转并压盖于底板底面。盖板另一端设有锁体，底板设有与锁体对应的锁扣，锁体的锁舌头部在盖板翻转过程中与锁扣顶端的接触面呈弧形，锁舌尾部设有弹性件，当锁舌头部与锁扣顶端抵接面接触时，弹性件压缩，锁舌缩入锁体内腔中，当锁舌头部移动至正对锁扣内腔开口时，锁舌在弹性件作用下伸出并固定于锁扣内腔中。
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公开(公告)号：CN113642096A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110712088.X
申请日：2021-06-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 一种网格加筋结构承载力的快速分析方法，适用于承受轴压、弯曲等载荷条件下的飞行器主承力结构设计与分析，兼顾解析法的高效与有限元的准确性与可视性，可以广泛应用于网格加筋结构的承载力分析，在飞行器结构设计初期可以帮助设计人员快速、准确地选型，加快设计、仿真的迭代效率，与全壳有限元仿真方法的结合，可实现网格加筋壳体承载力的全流程高效、准确的计算。
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公开(公告)号：CN111762343A
公开(公告)日：2020-10-13
申请号：CN202010526445.9
申请日：2020-06-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明公开了一种航天器用可抛离双组元共底式环形贮箱，包括环形贮箱本体、中心筒和分离装置；所述环形贮箱本体上对称设置有第一连接环、第二连接环、环段，所述第一连接环、第二连接环均设置有耳片；所述中心筒设置有上端框、下端框、桁条；所述耳片与所述桁条通过螺栓使所述环形贮箱本体与所述中心筒连接共同承受外载荷，所述上端框、下端框为分离面，所述分离面上设置有所述分离装置使得所述环形贮箱本体具备抛离功能；所述连接环-单层共底组件使得所述环形贮箱本体形成双组元结构形式，可同时携带燃料剂和氧化剂。
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公开(公告)号：CN107121028B
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201710361143.9
申请日：2017-05-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明为一种承偏置大集中力的助推器斜头锥结构，该头锥包括上锥段、下锥段和前过渡段三个部分。所述上锥段为半硬壳式铆接结构；所述下锥段为半硬壳式铆接结构，包括高强度钢捆绑接头、化铣壳段、加强框、承弯大梁、放射筋壁板、中间框、副承力桁条、主承力桁条等结构；所述前过渡段为半硬壳式铆接结构。上锥段、下锥段和前过渡段间通过螺栓连接构成头锥整体结构。本发明解决偏置大集中力引起的火箭助推器薄壁筒体结构局部大弯矩的承载技术难题，实现了偏置大集中力结构传力、扩散的需求。
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