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公开(公告)号：CN119879670A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510132228.4
申请日：2025-02-06
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种火箭级间分离地面试验可复用下面级模拟配重装置，属于运载火箭技术领域，压缩了火箭壳体开展级间分离试验重复模拟的准备周期，节约了试验成本，具体包括前封头模拟件、壳体、上滚轮、下滚轮、减速板、水槽、导轨、轨道；前封头模拟件与真实火箭下面级发动机前封头气动外形一致，壳体的直径、重量和质心特征与实际所验证的火箭真实下面级保持一致；前封头模拟件与壳体前端连接；在壳体左右两侧焊接有转接块，上滚轮、下滚轮与减速板分别与转接块连接；上滚轮、下滚轮与轨道可滑动咬合；水槽和导轨连接在轨道上，轨道通过在自身底部安装垫片，可调整水平度以及与试验风洞的对齐度；试验过程中，壳体沿轨道滑动；当减速板在导轨的约束作用下进入水槽后，用于减速。
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公开(公告)号：CN119227585A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411719294.3
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及火箭级间分离建压过程平均压力的天地一致性评估方法：针对火箭级间分离建压过程，计算发动机飞行试验状态的温度上升段和温度平稳段的压力上升速度；在确定的爆轰气体产物总焓条件下，出口段流量与总焓的乘积接近飞行试验状态，得到试验所需的出口流量；根据该出口流量，评估火箭发动机地面模拟装置建压过程压力上升速度，确认地面模拟装置的压力上升过程与飞行试验状态的差异在工程应用偏差要求内；评估地面模拟装置工作环境；评估地面模拟装置建压过程压力上升速度相比飞行试验状态的过考核程度。实现了地面试验方案中内部环境和外部环境的飞行状态等效模拟，使地面试验能合理验证多级火箭飞行试验中级间热分离的真实建压过程。
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公开(公告)号：CN119145981A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411666969.2
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种用于火箭发动机延伸喷管自展开结构，属于火箭发动机性能技术领域；包括延伸喷管、上面子级、级间段、下面子级和球锁；其中，上面子级、级间段、下面子级均为筒段结构；上面子级、级间段、下面子级沿轴向依次同轴对接；延伸喷管同轴设置在级间段内腔中；延伸喷管的轴向一端与上面子级固连；延伸喷管的轴向另一端通过球锁与下面子级连接；延伸喷管实现沿轴向展开；本发明实现进一步减轻延伸喷管结构质量，提高延伸喷管技术的整体性能优势。
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公开(公告)号：CN117755526A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311533553.9
申请日：2023-11-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 周天送 , 于兵 , 张宏剑 , 陈华伟 , 马红鹏 , 潘忠文 , 石玉红 , 吴会强 , 王会平 , 张志峰 , 杨帆 , 佟文敏 , 王辰 , 郭嘉 , 乐晨 , 谢珏帆 , 胡勇 , 边旭 , 王筱宇
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明一种电动锁紧机构，包括壳体、电机触发组件、锁紧组件、转盘组件、轴承、分瓣螺母组件和对接螺栓；电机通电后带动摆杆旋转一定角度，使摆杆从摆臂上移开，解除对摆臂组件的机械限位。转盘组件上端面的棘齿通过锁定齿使摆臂组件上翻，锁定齿与棘齿脱离啮合。失去限位后转盘组件将顺时针快速转动，带动分瓣螺母组件中的分瓣螺母由锁紧时的并紧状态逐渐转化为张开状态，并释放对接螺栓，实现电动锁紧机构解锁。该机构解锁后可以再次复位、再次使用。采用“转动”方式脱离接触的解锁构型，可避免接触面表面磨损对解锁阻力的影响，具有较强的振动环境适应性、较高的解锁裕度、更高的解锁可靠性，同时复位操作更简单、便捷。
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公开(公告)号：CN115655019A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211180548.X
申请日：2022-09-26
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种头体柔性连接摆动机构，属于变形飞行器领域；包括弹体壳段、弹头壳段、波纹管、n个弹头偏转驱动装置和控制盒；波纹管同轴设置在弹体壳段的顶部；弹头壳段同轴设置在波纹管的顶部；n个弹头偏转驱动装置沿周向均匀分布在波纹管的外壁处；弹头偏转驱动装置的顶端与弹头壳段的底部连接；弹头偏转驱动装置的底端与弹体壳段的顶部连接；控制盒安装在弹体壳段上，且控制盒实现对n个弹头偏转驱动装置的电动控制；通过控制盒控制n个弹头偏转驱动装置的不同伸长量，实现弹头壳段相对于弹体壳段的摆动；本发明n个弹头偏转驱动装置周向均布于导弹壳体内侧，不占用中部空间，且可根据承载要求调整机构数量，承载能力强，壳体周向刚度变化可控。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119272422A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411812399.3
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，涉及多级火箭发动机装置的技术领域。本发明针对多极火箭级间热分离建压过程中存在的喷管侧向干扰现象，克服现有设计方法中必须依赖非定常流场仿真和地面试验获取喷管侧向干扰力及力矩特性的瓶颈，提出一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算，提高了设计效率，支撑了型号对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
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公开(公告)号：CN119203844A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411666875.5
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种适用于运动部件接触分离问题的流场仿真方法，包括：得到处理后的运动部件几何模型中的各运动部件之间的分离面位置；将每个运动部件对应的几何文件输入到CFD网格生成软件中，CFD网格生成软件输出每个运动部件的流体计算网格；将每个运动部件的流体计算网格和预设的背景网格导入CFD仿真软件中，进行切割得到重叠网格；在CFD仿真软件中，对重叠网格设置物理边界条件；在CFD仿真软件中对设置物理边界条件的重叠网格进行迭代计算；当迭代总时间到达各运动部件应发生相对运动的时刻时，停止计算，并重新设置缝隙对应曲面边界条件为流体可穿透界面边界条件，再重启迭代计算。本发明避免了插值误差、搭接错误和产生流动泄露的问题。
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公开(公告)号：CN119150759A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411666939.1
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，属于试验技术领域；根据质量及能量守恒方程，建立#imgabs0#与流动参数之间的初始对应关系；获取#imgabs1#与流动参数之间的进阶对应关系；建立#imgabs2#和#imgabs3#的计算公式；建立爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程；根据爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程，求解其中的未知参数，按照求解结果对参数进行调整，实现采用爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧产生的喷流效果；本发明通过调制爆炸激波管的初始参数，实现在模拟发动机工作的过程中，对级间段内不同位置处的脉动压力作用效果实现等效。
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公开(公告)号：CN117570789B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202311578937.2
申请日：2023-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 石玉红 , 郭嘉 , 王辰 , 马红鹏 , 周天送 , 于兵 , 谢珏帆 , 乐晨 , 张宏剑 , 陈华伟 , 马云龙 , 鄢东洋 , 吴会强 , 杨帆 , 胡习明 , 容易 , 刘观日 , 胡晓军 , 彭越 , 徐倩 , 丁蕾 , 郗琦 , 王筱宇
Abstract: 本发明公开了一种基于高压气体驱动的推冲分离导向机构。实际实施时，推冲基座、活塞筒、导向筒之间通过法兰盘连接，两端面通过法兰盘固定在火箭箭体结构上，中间可通过抱箍固定；导向筒内安装减摩环；活塞安装在活塞筒内，前端球头与球座配合；球座通过螺栓安装在导向杆上；导向杆内侧嵌套钢制套筒，套筒与导向基座通过螺纹连接，可调节轴向配合长度，并通过调节螺母固定防松；导向基座通过法兰盘固定在待分离的另一段箭体结构上。本发明的方案有利于实现高精度分离、多次重复使用等效果。
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公开(公告)号：CN115523806B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202211188661.2
申请日：2022-09-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 王辰 , 张希 , 田建东 , 肖耘 , 宋征宇 , 杨帆 , 张宏剑 , 于兵 , 胡振兴 , 章凌 , 乐晨 , 陈献平 , 马红鹏 , 郭嘉 , 谢珏帆 , 周天送 , 李虹 , 续堃
Abstract: 一种阻力舵与挂索回收一体化机构、回收方法，机构包括箭体结构附件、阻力舵组件、挂索机构组件、伺服作动器；箭体结构附件安装在外部箭体结构上，用于阻力舵组件与外部箭体结构可转动连接，并对伺服作动器进行限位；阻力舵组件用于作为火箭回收过程中的气动舵，并为挂索机构组件提供容置空间；在火箭上升段紧贴外部箭体结构；挂索机构组件用于在火箭回收过程中挂住外部回收部件；伺服作动器用于驱动阻力舵组件展开。回收方法使用箭上挂索机构+地面/海上网系回收平台的方式进行重复使用火箭的回收，将吸收缓冲着陆冲击的需求主要通过地面/海上网系回收平台满足，简化了箭上机构的规模、重量和复杂度，减小了运载能力损失。
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