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公开(公告)号：CN112130543B
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202010704225.0
申请日：2020-07-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种基于FC‑AE‑1553高速总线的运载火箭电气系统测试方法，包括如下步骤：S1、测试程序开始，地面主机初始化为FC‑AE‑1553高速总线的网络控制器，电气系统的其他设备初始化为FC‑AE‑1553高速总线的网络终端设备；S2、待箭地各设备测试指标合格后，地面主机将换控制权交给综合控制计算机；S3、地面主机向综合执行器发出一级发动机点火指令，综合控制计算机待收到起飞后，向FC‑AE‑1553高速总线中全局广播起飞时刻，并进入导航制导和火箭姿态控制；S4、数据管理中心对运载火箭的测量数据进行采集，然后对火箭的健康度进行评估，并将评估结果发送给综合控制计算机。
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公开(公告)号：CN108001711A
公开(公告)日：2018-05-08
申请号：CN201711128493.7
申请日：2017-11-15
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星整流罩或载荷舱对接防碰撞方法，包括以下步骤：(1)起吊卫星整流罩或载荷舱；(2)在所述卫星整流罩或载荷舱下端周向可拆式安装多个导向支座，每个所述导向支座上设置有导向孔；(3)在对接舱段上与所述卫星整流罩或载荷舱对接的位置处周向可拆式安装多个导向杆，所述导向杆与所述导向孔相匹配；(4)吊装所述卫星整流罩或载荷舱至所述对接舱段上方，将所述卫星整流罩或载荷舱上的所述导向孔对准所述导向杆，将所述导向杆插入所述导向孔内；(5)下降所述卫星整流罩或载荷舱使之与所述对接舱段将近或完全对接，拆除所述导向支座和所述导向杆，完成对接。本发明能实现卫星整流罩或载荷舱在对接过程中有效防碰撞。
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公开(公告)号：CN114180109B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202111498450.4
申请日：2021-12-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种基于颗粒阻尼的冲击减缓装置，包括相对设置的第一基体和第二基体，所述第一基体和所述第二基体可拆卸地连接，所述第一基体远离所述第二基体的端面用于连接卫星，所述第二基体远离所述第一基体的端面用于连接运载火箭；所述第一基体的侧面开有第一连接孔，所述第二基体的侧面开有第二连接孔，所述第一连接孔和所述第二连接孔内连接有颗粒阻尼器。本发明提供的基于颗粒阻尼的冲击减缓装置，能够有效减缓整流罩分离、星箭分离等对卫星的冲击影响，对卫星上的设备起到保护作用。
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公开(公告)号：CN116678541A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310616740.7
申请日：2023-05-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种包带连接解锁装置预紧力测试系统及方法，包含1套拉力机、1台应变测评仪、1台计算机和若干应变片、连接插头、导线。首先在包带上粘贴应变片；接着在拉力机上对包带逐级加载拉力，应变测评仪采集每一级拉力下对应的应变值，计算机通过应变数据采集软件记录拉力值与应变值的标定关系；包带连接解锁装置预紧力加载过程中，应变测评仪采集每个测点的应变值，根据标定关系，换算出每个点拉力值，每根包带上所有测点平均值即为包带连接解锁装置预紧力。该方法实现了对包带连接解锁装置预紧力进行精确测试。
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公开(公告)号：CN116541952A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310410703.0
申请日：2023-04-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭整流罩内噪声环境快速预示方法，包括：获取运载火箭芯一级发动机喷口中心喷流总噪声；计算得到整流罩特征界面到芯一级发动机喷口所在界面的距离；计算得到整流罩特征界面处喷流外噪声；采用气动噪声经验公式，计算得到跨音速飞行阶段整流罩最大气动外噪声；基于整流罩特征界面处喷流外噪声、以及跨音速飞行阶段整流罩最大气动外噪声，计算得到整流罩最大声压级谱包络；基于整流罩最大声压级谱包络，结合整流罩舱段隔声量，计算得到整流罩内噪声。本发明所述方法可快速对新研运载火箭整流罩内噪声环境进行预示，解决新研运载火箭整流罩内噪声环境条件设计问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110749463B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN201910961591.1
申请日：2019-10-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明提供了一种火箭末子级利用平台系统及其留轨测量和利用方法，本发明的火箭末子级利用平台系统实现了智能留轨测量单元的可靠连接、能源供给和环境保障。智能留轨测量单元实现在轨测量功能。将智能留轨测量单元、太阳电池阵、电缆网等布置于运载火箭末子级的支承舱外表面，天线布置于智能留轨测量单元外表面，通过智能留轨测量单元、太阳电池阵、天线安装支架实现微小航天器与火箭末子级的连接，通过智能留轨测量单元、太阳电池阵、测控天线、电缆构成末子级利用系统，实现空间碎片监视、轨道演变监测、在轨环境试验等功能利用及测量。本发明充分利用运载火箭末子级，节约了航天器发射、入轨成本，实现了任务后空间碎片转化为功能平台的有益效果。
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公开(公告)号：CN108001711B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201711128493.7
申请日：2017-11-15
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星整流罩或载荷舱对接防碰撞方法，包括以下步骤：(1)起吊卫星整流罩或载荷舱；(2)在所述卫星整流罩或载荷舱下端周向可拆式安装多个导向支座，每个所述导向支座上设置有导向孔；(3)在对接舱段上与所述卫星整流罩或载荷舱对接的位置处周向可拆式安装多个导向杆，所述导向杆与所述导向孔相匹配；(4)吊装所述卫星整流罩或载荷舱至所述对接舱段上方，将所述卫星整流罩或载荷舱上的所述导向孔对准所述导向杆，将所述导向杆插入所述导向孔内；(5)下降所述卫星整流罩或载荷舱使之与所述对接舱段将近或完全对接，拆除所述导向支座和所述导向杆，完成对接。本发明能实现卫星整流罩或载荷舱在对接过程中有效防碰撞。
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公开(公告)号：CN111522326A
公开(公告)日：2020-08-11
申请号：CN202010305952.X
申请日：2020-04-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法，系统包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；动力学仿真机用于箭体姿态解算；伺服控制系统用于舵机动作控制、实际舵偏角采集；舵机加载系统用于阻尼力矩输出；三轴转台用于接收动力学仿真机发射坐标系姿态角信息，驱动转台旋转；光纤惯组测量自身惯性信息；GNSS模拟器，接收动力学仿真机位置信息，用于模拟卫星导航星座信息，利用本发明，可提高返回式运载火箭自主导航、姿态控制过程的仿真及算法验证问题。
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公开(公告)号：CN106429061B
公开(公告)日：2019-01-29
申请号：CN201610550821.1
申请日：2016-07-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B65D88/16
Abstract: 本发明提供了一种大型航天器的运输保护装置，包括防护层结构，所述防护层结构与航天器的外部结构相匹配，所述防护层结构用于包裹在航天器的整体或部分结构的外部，其中，所述防护层结构的材料为超高分子量聚乙烯纤维。所述超高分子量聚乙烯纤维编制成防护布后构成所述防护层结构，防护布构成的护甲衣外套与泡棉及防护板配合构成护甲衣，或超高分子量聚乙烯纤维编制成的防护板与钢制骨架配合构成防护罩，或者防护布与钢制骨架配合构成防护套。该防护装置的防护层结构设置为超高分子量聚乙烯纤维，类型多变，适应性强，保障了去除铁路保温车车壳、专用包装箱后的航天器运输安全性。
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公开(公告)号：CN106444430A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201611035456.7
申请日：2016-11-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，该控制系统包括：栅格舵及栅格舵控制系统，栅格舵控制系统用于控制栅格舵的再入飞行姿态，进而控制运载火箭一子级的再入飞行姿态。该控制方法采用该控制系统实现。该仿真系统包括：轨迹优化单元、制导解算单元、气动仿真数据单元、控制单元、再入运动力学模型单元、再入运动学模型单元及导航解算单元。该仿真方法采用该仿真系统实现仿真。本发明的载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，采用栅格舵控制，使一子级落区散步半径大幅减小并实现落区修正的目的，且使得一子级解体的概率大大降低，解决了落区安全及一子级残骸搜寻问题。
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