-
公开(公告)号：CN115042127B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202210557857.8
申请日：2022-05-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B25B27/14
Abstract: 本发明提供了一种针对矩形阵列分布的舱外螺钉拆卸工具和对位方法，利用所述对位方法和所述拆卸工具，针对矩形阵列分布的螺钉，可将对准螺钉过程的两个方向自由的平动运动转化为一个有限制的转动运动。当六角扳手未在螺钉上方时可自由转动，当六角扳手位于螺钉正上方时矫正位置偏差并限制扳手转动，达到提高成功率，降低操作负荷的效果。
-
公开(公告)号：CN117196374A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202310998355.3
申请日：2023-08-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/0639 , G06Q10/0631 , G06Q50/30 , G06F16/22 , G06F16/2458
Abstract: 一种用于航天器飞行任务质量管控的智能化系统，包括：底层数据接口模块，通过文件导入实现指令、遥测参数、故障预案等不同类型数据的识别、加载和解析，生成数据库，以便建模使用；工程建立与编辑模块，基于时间序列将任务期间执行的飞行事件所对应的程序指令串联起来，进行航天器全任务周期编排；信息管理与分析模块，通过底层数据接口模块完成指令库、遥测参数库、故障预案库所涉及数据的绑定，采用专家库、大数据处理、人工智能识别中的一种或多种方法组合，确定程序指令执行的判据。本发明在航天器飞行任务质量管控的框架下，能够充分识别型号在任务推进过程中存在的缺陷，保证系统间各接口清晰、分工明确、措施到位，确保质量受控、任务成功。
-
公开(公告)号：CN117192981A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311085814.5
申请日：2023-08-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及在运载火箭伺服机构故障情况下，一种基于故障诊断与容错控制的姿态动力学建模方法，属于运载火箭控制领域，包括：1运载火箭伺服故障模式；2芯级和助推等效摆角的分配；3伺服故障状态下的绕质心动力学方程的建模；4伺服故障状态下的三维弹性振动方程建模；5基于故障的姿态动力学模型对于伺服故障的适应性。本发明所述的运载火箭伺服机构故障情况下的基于故障诊断与容错控制的姿态动力学建模方法，满足运载火箭伺服机构故障下的姿控系统设计与分析，实现了伺服机构故障情况下的运载火箭控制。
-
公开(公告)号：CN117151692A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311169029.8
申请日：2023-09-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/20 , G06F16/901 , G06F16/904 , G06F16/906
Abstract: 本发明涉及飞行器健康管理领域，公开了一种航班化航天运载器热防护系统的健康管理系统，其功能性架构包括数据采集、数据处理、故障诊断、维修辅助共4个层次；物理性架构包括机载端、地面端和移动终端；机载端包括分布于运载器机身各处的若干数据采集节点，用于采集热环境较为严苛区域热防护系统内测的温度数据，并将数据储存用以航后下载；地面端含有数据接收储存模块、数据处理模块、故障诊断模块和维修辅助模块，实现热防护系统故障的诊断和定位；移动终端用于维修工作，接收所述维修辅助模块提供的可视化故障信息，实现维修状态的更新，以便能及时发现热防护系统的故障，降低航班化运载器的检修时间和成本。
-
公开(公告)号：CN117132105A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202310997857.4
申请日：2023-08-09
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06Q10/0635 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F17/18
Abstract: 一种卫星失效爆炸碎片对大规模星座的碰撞风险评估方法，它属于航天器碰撞风险评估领域。本发明解决了现有方法计算量大、计算效率低、评估结果准确性差，且缺乏对大规模星座碰撞风险的评估标准导致难以衡量大规模星座实际受威胁情况的问题。本发明采取的技术方案为：步骤一、根据初始信息对各碎片和各卫星进行轨道预报，得到轨道信息；步骤二、比较各碎片与各卫星之间的轨道信息，通过初步筛选确定出对每个卫星有碰撞风险的碎片；步骤三、根据步骤二的筛选结果计算每个卫星发生碰撞的概率。本发明方法可以应用于航天器碰撞风险评估。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117094070A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310170751.7
申请日：2023-02-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/08
Abstract: 一种姿控发动机热环境精细化设计方法，包括不同组合姿控发动机对箭体结构产生的热环境，实施以下步骤：根据姿控发动机飞行任务模式，获得姿控发动机组合工作形式；计算不同姿控发动机组合工作模式下的发动流场分布及喷流扩张角；分析姿控发动机喷流与结构流固耦合作用下的结构表面热流分布；根据结构表面热流影响，划分不同量级的热流影响区域；结合姿控发动机工作时间，形成分区域分时段的热流条件。
-
公开(公告)号：CN117068391A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310933438.4
申请日：2023-07-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明公开了一种耐蠕变的热刀熔断式解锁装置，包括：加热棒组件、解锁套筒组件、卡钩组件和绳结套环；其中，解锁套筒组件上端安装在卡钩组件上，下端通过绳结套环与加热棒组件连接。本发明旨在解决现有的热刀解锁装置对熔断绳蠕变性适应能力不强的问题。
-
公开(公告)号：CN117006170A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310971391.0
申请日：2023-08-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天传动技术领域，提供了一种扭矩限制器及其限制范围设定方法，扭矩限制器包括：前球窝盘轴、若干滚珠、启动摩擦环、后球窝盘轴、限制摩擦盘、压紧弹簧、压紧螺母以及输出轴等；前球窝盘轴通过滚珠将输入的扭矩传递给后球窝盘轴，当输入扭矩低于启动扭矩时，后球窝盘轴在压紧弹簧的作用下与启动摩擦环保持接触，输出轴无转动；当输入扭矩大于最大限制扭矩时，滚珠将后球窝盘轴顶紧在限制摩擦盘，从而限制了输出轴的输出扭矩；当输入扭矩大于启动扭矩且小于最大限制扭矩时，后球窝盘轴仅与滚珠接触，扭矩从前球窝盘轴传递至滚珠，再由后球窝盘轴传递至输出轴，所提供的扭矩限制器结构简单，超扭后无打滑，转角可控，无需复位。
-
公开(公告)号：CN116973149A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310934647.0
申请日：2023-07-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明提供的一种卫星整流罩地面分离试验缓冲收集装置，包括支撑块、限位块和调整块；所述支撑块为长方体结构，通过平铺、垒堆方式拼装形成支撑平台；所述限位块为斜面为圆弧面的直角梯形结构，拼装形成U型限位台；U型限位台置于支撑平台上；所述调整块为圆弧曲面结构，置于U型限位台上。各块组合拼装出多种尺寸的U型缓冲收集装置，以适应不同直径、长度、分离姿态的卫星整流罩。半罩分离后水平嵌入U型缓冲收集装置内，实现半罩收集并缓冲其落地冲击的功能，防止半罩大幅张口、震荡而导致罩体损伤。
-
公开(公告)号：CN116757001B
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311028568.X
申请日：2023-08-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本申请涉及一种三级运载火箭带滑行段入轨弹道设计方法及装置。所述方法包括：利用地心角和二级关机时速度方向与当地水平线夹角计算得到一级俯仰角参数和二级俯仰角参数；将远地点的圆轨道环绕速度减去二级关机后轨道远地点速度得到速度增量，根据速度增量计算得到三级工作时间；将二级关机后无动力飞行至轨道远地点的时刻减去三级工作时间，得到三级开机时间；将二级关机点至无动力飞行轨道远地点的地心扫角与地心角相加得到三级俯仰角；根据一级俯仰角参数、二级俯仰角参数、三级开机时间、三级工作时间、三级俯仰角和发射方位角进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
2351
records
(took 0.078 seconds)
