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公开(公告)号：CN113503097B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202110635321.9
申请日：2021-06-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种适用于舱门类的锁紧解锁组件，其包括：盖、底座、压紧座，所述盖和所述底座构成外壳，在该外壳中设置有隔板、扭簧、压紧杆、轴、摆杆、盖板、滚珠、拉绳、带有电阻的电路板、拉紧螺钉，所述压紧座与舱门固定连接，所述压紧杆固定所述压紧座实现对舱门锁紧，所述压紧杆与所述轴花键配合，所述摆杆设置卡槽约束所述压紧杆转动；所述电阻设置于所述电路板上，所述滚珠位于所述摆杆上，所述拉绳一端固定于所述滚珠，另一端穿过电阻与所述盖板间隙固定于所述拉紧螺钉，通过给所述电阻供电实现所述拉绳的熔断和机构的解锁。本发明的一种适用于舱门类的锁紧解锁组件采用非火工熔断的方式实现解锁，具有低冲击、低成本、结构紧凑等优点。
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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：CN108692621A
公开(公告)日：2018-10-23
申请号：CN201810488805.3
申请日：2018-05-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明的包带连接解锁装置包括带条，带条两端各设有一个紧带柱，两条带条之间设有连接解锁机构；连接解锁机构包括记忆复材管、轴芯、内套筒、外套筒、滚珠、压缩弹簧和加载螺母；内套筒嵌在一带条端部的第一紧带柱内；外套筒套设在所述内套筒的一端上；记忆复材管套在所述内套筒上，且位于第一紧带柱与外套筒之间；压缩弹簧套在所述外套筒上，且两端顶在外套筒与另一带条端部的第二紧带柱之间；轴芯一端穿入内套筒内，另一端穿过第二紧带柱后与加载螺母螺纹连接；内套筒上设有孔，滚珠置于该孔内；轴芯的外壁上设有弧形凹槽。本发明的包带连接解锁装置以记忆复材管作为驱动元件，实现对包带连接解锁装置缓慢释放，从根源上降低分离冲击。
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公开(公告)号：CN106184826B
公开(公告)日：2018-10-23
申请号：CN201610538444.X
申请日：2016-07-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提出一种星箭弹簧分离装置，包括：活塞、导向筒、压缩弹簧、自锁螺母、锁紧螺母；所述活塞的推杆穿过所述导向筒的内侧，在导向筒的底部通过锁紧螺母连接起来；所述压缩弹簧套设在所述导向筒的外侧，并通过所述活塞的头部压紧在导向筒上，以存储能量；所述自锁螺母连接在所述活塞的推杆上；所述锁紧螺母卸下后，压缩弹簧伸长输出能量，活塞向上运动一定行程，带动自锁螺母到导向筒的限制部位被限制继续运动，从而活塞停止运动。本发明的星箭弹簧分离装置输出能量可调、结构简单、尺寸小、质量轻、安装操作简便。
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公开(公告)号：CN107826271A
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201711288733.X
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种卡爪式星箭连接分离机构，包括点式适配器、压紧杆、顶杆、凸轮杆、连杆组件、压盘、螺杆、火工品安装座、火工拔销器，其中：所述点式适配器为卫星的承载主结构，其四周设置有至少四个连接座，所述压紧杆通过压紧杆销轴连接在所述连接座上，所述压紧杆上部与所述连接座配合形成卡爪式连接部用于压紧卫星底座；所述凸轮杆、所述连杆组件与所述压盘组成摇杆滑块机构能通过所述凸轮杆转动对所述顶杆施加力而使带动所述压紧杆压紧或释放所述卫星底座。本发明采用一个火工品驱动，四个或更多连接模块联动解锁技术，具有冲击低、重量轻、成本低、结构紧凑等优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106596155A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611031852.2
申请日：2016-11-18
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
CPC classification number: G01M99/00 , B64G7/00 , G01M99/004
Abstract: 本发明提供了一种空间飞行器分离试验系统及方法，包括重力平衡装置、悬吊装置、吊点调节装置、惯性测试装置、摄影装置、时间信号测量装置组成。第二分离试验件与地面固定，第一分离体通过吊点调节装置和悬吊装置与重力平衡装置连接，重力平衡装置输出平衡力，模拟失重环境，分离后上端分离试验件能够6个自由度自由运动，分离过程中通过惯性测试装置测试分离体加速度和角速度，摄影装置测试分离体的分离速度，时间信号测量装置分离时间，完成分离参数测试后，重力平衡装置对分离试验件进行减速缓冲。本试验方法实现了空间飞行器分离特性参数的全面测定，测试精度高、操作简便、效率高、适应性强、安全可靠等效益。
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公开(公告)号：CN106054978A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610571268.X
申请日：2016-07-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D23/24
CPC classification number: G05D23/24
Abstract: 一种常压高低温试验时产品温度控制系统，用于对试验产品温度分布的温度精确控制，该温控系统包括环境模拟箱、加热片、铂电阻、隔热组件、数据采集和控制装置，以及供电电源。环境模拟箱为试验产品提供满足要求的环境温度，同时避免冷凝水的影响；多个加热片串并联形成加热回路，供电后为端框法兰提供热量；铂电阻实现端框法兰相应区域温度值测量；隔热组件用于减小试验产品向较低温度环境的漏热，提供加热回路热量的利用率，减小加热片热量对外界环境的影响；数据采集和控制装置采集铂电阻温度值，并将温度测量值与设定的温度阈值进行比较判断，来控制控温回路的通断，加热片的供电的通断；程控电源根据数据采集和控制装置的指令来为加热片供电。
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公开(公告)号：CN103332302B
公开(公告)日：2015-09-02
申请号：CN201310241017.1
申请日：2013-06-18
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种分离机构热控装置及其热控方法，用于对一分离机构的温度进行控制，该热控装置包括隔热组件、加热片、热敏电阻、隔热垫以及数据采集和控制装置。隔热组件和隔热垫用于减小分离机构分别与空间热环境和连接法兰之间的热耦合，提高了加热量的利用率，加热片供电后为分离机构提供热量，热敏电阻实现分离机构温度值测量，数据采集和控制装置通过将温度测量值与设定的温度阈值进行比较判断，来控制加热片的供电的通断。本发明选用了经过飞行验证的材料和元器件，加热片采用主、备的回路设计保证了热控装置的可靠性，且本发明采用加热回路阈值控制的方法，温度要求适应性好。
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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：CN103332302A
公开(公告)日：2013-10-02
申请号：CN201310241017.1
申请日：2013-06-18
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种分离机构热控装置及其热控方法，用于对一分离机构的温度进行控制，该热控装置包括隔热组件、加热片、热敏电阻、隔热垫以及数据采集和控制装置。隔热组件和隔热垫用于减小分离机构分别与空间热环境和连接法兰之间的热耦合，提高了加热量的利用率，加热片供电后为分离机构提供热量，热敏电阻实现分离机构温度值测量，数据采集和控制装置通过将温度测量值与设定的温度阈值进行比较判断，来控制加热片的供电的通断。本发明选用了经过飞行验证的材料和元器件，加热片采用主、备的回路设计保证了热控装置的可靠性，且本发明采用加热回路阈值控制的方法，温度要求适应性好。
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