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公开(公告)号：CN100434880C
公开(公告)日：2008-11-19
申请号：CN200610145875.6
申请日：2006-11-21
Applicant: 北京航天计量测试技术研究所
IPC: G01F25/00
Abstract: 一种提高小尺寸钟罩容积测量准确度的校准装置主要由蓄水容器、4个位于玻璃管拐角处的排气阀、8个玻璃旋塞阀、球形玻璃容器、电磁截止阀、硅胶管、细管针头式排水管和小口径称量筒等组成，玻璃管路为整个装置的主体结构；校准方法包括准备步骤和校准步骤，准备步骤需按照校准装置接好管路后，进行管路补水和排气、调定补水流量、调定排水流量、提升钟罩，校准工作通过n≥6次，完成全部校准工作。本发明实现超小尺寸钟罩计量容积(最小容积达到10mL)的高准确度校准，进而提高以超小尺寸钟罩为主标准器的微小气体流量校准装置的流量测量准确度水平。
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公开(公告)号：CN1948930A
公开(公告)日：2007-04-18
申请号：CN200610145875.6
申请日：2006-11-21
Applicant: 北京航天计量测试技术研究所
IPC: G01F25/00
Abstract: 一种提高小尺寸钟罩容积测量准确度的校准装置主要由蓄水容器、4个位于玻璃管拐角处的排气阀、8个玻璃旋塞阀、球形玻璃容器、电磁截止阀、硅胶管、细管针头式排水管和小口径称量筒等组成，玻璃管路为整个装置的主体结构；校准方法包括准备步骤和校准步骤，准备步骤需按照校准装置接好管路后，进行管路补水和排气、调定补水流量、调定排水流量、提升钟罩，校准工作通过n≥6次，完成全部校准工作。本发明实现超小尺寸钟罩计量容积(最小容积达到10ml)的高准确度校准，进而提高以超小尺寸钟罩为主标准器的微小气体流量校准装置的流量测量准确度水平。
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公开(公告)号：CN101694398B
公开(公告)日：2011-05-04
申请号：CN200910210034.2
申请日：2009-11-03
Applicant: 北京航天计量测试技术研究所
IPC: G01F25/00
Abstract: 本发明提供一种降低钟罩内压波动的悬吊结构，其包括连接器和调中机构；所述的连接器包括一个连接头，吊绳从连接头上部的中心孔穿过，外侧设置有压紧块一和压紧块二，上锁紧螺固定在连接头上部；连钟罩吊绳一端穿过连接头下部的中心孔，外侧设置有压紧块三，下锁紧螺母固定在连接头下部；调中机构包括支撑框，调整块放置在支撑框内部，连钟罩吊绳连接固定在吊绳螺母上，吊绳螺母紧固在调整块上，在支撑框的四周均匀分布有三个调整螺栓。本发明装置可提高吊绳对钟罩的拉力稳定性，防止钟罩发生偏载而导致钟罩发生倾斜，有效的控制了钟罩导向结构的摩擦力，提高了钟罩运行的稳定度，从而有效的控制了钟罩内压波动。
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公开(公告)号：CN111125873B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN201911109142.0
申请日：2019-11-13
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 苏峰 , 李宝 , 程永生 , 王煊 , 张明佳 , 曹苗苗 , 金文 , 夏黄蓉 , 苏晓东 , 任昌健 , 谷静 , 寇宇 , 王硕 , 王伟伟 , 修展 , 李骥 , 马瑞 , 葛立 , 钟晓卫 , 高枫 , 王小珲 , 吴丽萍 , 李强 , 王海洋 , 张瑞鹏
IPC: G06F30/20
Abstract: 一种飞行器天线波束选择控制器，安装在飞行器上，内部预置目标点相对天线坐标系角度与波束性能关系模型；在飞行器起飞前，装订通信目标点的经纬高信息、起飞点及起飞方向信息；在飞行器飞行过程中，实时接收飞行参数数据，利用上述信息计算通信目标点相对天线的角度，将该角度代入到目标点相对天线坐标系角度与波束性能关系模型中，选择一个最优波束；波束选择控制器通过IO控制天线使用选择的最优波束收发数据，实现飞行器与目标点之间的数据通信。本发明能够以一种低成本的方式实现高效率、高动态通信。
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公开(公告)号：CN107202998B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN201710464117.9
申请日：2017-06-19
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 邬志影 , 张瑞鹏 , 李强 , 彭云 , 李皓 , 杨博昆 , 王晓飞 , 邓皓升 , 金文 , 王遂学 , 邝浩欣 , 宋娟 , 赵利军 , 李莎莎 , 王硕 , 宋明 , 王海洋
IPC: G01S19/23
Abstract: 一种电力线通信的实时卫星信号模拟器及模拟方法，模拟器包括接收模块、网络传输模块、宽带载波调制模块、宽带载波解调模块、网络接收模块、解调调制模块、射频模块和发射模块；接收模块接收室外的卫星信号，经过处理后成为数字中频信号，通过网络传输模块将信号高速传送给宽带载波调制模块进行数据调制，然后通过电力线将信号传送给宽带载波解调模块，解调后通过网络接收模块将信号传送给解调调制模块对卫星信号进行解调、解扩、扩频和调制后转化为模拟中频信号，然后通过射频模块上变频为射频信号，最后通过发射模块将信号发送给被测接收机使用，实现将卫星信号由室外转入室内，并提高信号的信噪比，使其经过抗干扰处理后依然能被接收机捕获。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109573116B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811348819.1
申请日：2018-11-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种低冲击空间对接密封装置对接性能测试系统，包括低冲击空间对接性能测试装置、加热/制冷循环机、真空泵、原子氧和等离子体辐照环境模拟装置、电子束和质子束辐照环境模拟装置以及紫外辐照环境模拟装置；原子氧和等离子体辐照环境模拟装置、电子束和质子束辐照环境模拟装置、紫外辐照环境模拟装置用于模拟太空相应的辐照环境；加热/制冷循环机用于提供各种温度条件下的模拟试验环境；真空泵用于提供太空真空环境的模拟；低冲击空间对接性能测试装置用于模拟低冲击空间对接密封试件在各种载荷、速度、位移边界下的交会对接过程。本发明能够模拟各种太空工况环境，在地面对对接性能进行充分验证。
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公开(公告)号：CN109341971A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811348794.5
申请日：2018-11-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M3/20
Abstract: 一种低冲击空间对接密封泄漏测试系统，包括空间对接密封泄漏测试装置、加热/制冷循环机、高压氦气瓶和真空氦质谱检漏仪。加热/制冷循环机用于提供各种温度条件下的模拟试验环境；高压氦气瓶一方面为建立舱内试验压力提供气源，另一方面为泄漏检测提供失踪气体；真空氦质谱检漏仪一方面建立太空真空环境，另一方面测试低冲击空间对接密封试件的密封泄漏率；空间对接密封泄漏测试装置用于安装低冲击空间对接密封试件，模拟低冲击空间对接密封装置对接完成后的工作状态，开展各种对接工况下的泄漏率检测试验。本发明能够模拟各种太空工况环境，在地面对密封性能进行充分验证。
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公开(公告)号：CN105093242B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510441116.3
申请日：2015-07-24
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01S19/24
Abstract: 本发明一种卫星接收机失锁后快速捕获和定位方法，步骤如下：判断卫星正常跟踪过程中是否失锁，若失锁对失锁的卫星进行重新捕获，若未失锁，则继续保持卫星正常跟踪状态；将卫星置为重捕状态，并判断重捕次数是否超过重捕次数门限，若没有超过门限，则开始对卫星进行重新捕获，否则认为卫星此时不可见，释放捕获通道；判断卫星是否捕获成功；卫星进行位同步；计算当前时刻卫星的伪距；根据计算得到的伪距，进行定位解算，得到卫星的位置，实现快速重捕和定位。本发明能够实现1s内快速重捕和定位，提高了卫星接收机的工作效率和降低了设计成本。
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公开(公告)号：CN104148914B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201410388070.9
申请日：2014-08-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明创造提供一种用于火箭部件对接的调姿装配系统，包括调姿系统、测试系统和控制器，调姿系统包括第一导轨、横梁和导轨轮，导轨轮通过水平移动机构可沿第一导轨移动，还包括两个平行设置的调姿装置，每个调姿装置横架在两个第一导轨上方，且与横梁顶面相连，每个调姿装置包括支撑梁、升降台、托架支座和弧形托架。一种用于火箭部件对接的调姿装配系统的调姿方法包括六个步骤。调姿系统包括两个调姿装置，测量系统为光学测量装置、位于箭体端部的测量点和处理器。单个调姿装置结合第一导轨、导轨轮和水平移动机构能实现四自由度调姿，两个调姿装置配合使用时能实现六自由度调姿，六个自由度调节相互独立互不影响，且能配合调节。
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公开(公告)号：CN104149989A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410387922.2
申请日：2014-08-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明提供用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，包括导向安装台、支撑架和传动机构，导向安装台一侧设有凹槽，支撑架通过传动机构驱动可沿凹槽移动，支撑架包括支撑块、V型支撑叉和支撑轮，支撑块的一端与传动机构相连，支撑块的另一端与V型支撑叉的尖端铰接，V型支撑叉包括两个叉柄，每个叉柄顶端均设有一个固定轴，支撑轮与固定轴套接。本发明可根据实际需要调整支撑架，并固定在导向安装台上的多个不同设定位置，能适应箭体长度和直径的不同。滚转环的配合使用，能有效减少对箭体表面损伤程度，很好地起到了保护火箭箭体表面的作用。
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