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公开(公告)号：CN117329358A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311234835.9
申请日：2023-09-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16L9/19
Abstract: 本发明提供一种A型输送结构，由三通、支管、卡箍和连接板组成；所述三通的左、右两个下端各连接有一根支管；所述两根支管结构相同；所述支管从上到下依次由弯管、安装环、补偿管、直管和法兰焊接而成，所述卡箍安装在所述安装环上；所述连接板连接在所述安装环上。本发明能够以较小的重量代价满足整体结构承受高内压的要求，并保持适宜的强度和刚度，在振动过程中结构稳定。
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公开(公告)号：CN116754160A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310411971.4
申请日：2023-04-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M7/02 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/10 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭仪器设备纵向正弦振动试验条件设计方法，包括：获取振动响应时域曲线；对振动响应时域曲线进行预处理，得到冲击响应谱等效正弦数据；对冲击响应谱等效正弦数据进行包络，得到尾段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级；依据纵向传递特性，获得其他各舱段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级；对尾段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级和其他各舱段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级分别乘以安全系数T后，得到鉴定级纵向正弦振动试验量级。本发明所述方法可在运载火箭论证、方案初期快速给出运载火箭各舱段上单机设备的纵向正弦振动试验条件，供单机设备选型和方案设计。
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公开(公告)号：CN116663247A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310496112.X
申请日：2023-05-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种固体火箭发动机柔性接头三维模型修正方法，属于运载火箭领域。所述方法基于固体火箭发动机模态试验，对柔性接头三维模型进行网格重构和材料属性修正，获取柔性接头动力学修正模型，从而实现全箭动特性的高效、准确预示。解决了当前本领域缺乏柔性接头三维模型修正方法的问题。本发明可应用于固体运载火箭、固体捆绑运载火箭的模型修正。
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公开(公告)号：CN116558755A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310411960.6
申请日：2023-04-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M7/06
Abstract: 本发明公开了一种基于应力疲劳等效的随机振动试验条件设计方法，包括：对单机设备安装位置实际飞行遥测加速度高频随机振动时域数据进行离散化处理；计算得到各段离散后的时域数据的功率谱密度Gi(f)，并确定最大包络功率谱密度G0(f)；计算得到当随机振动激励输入功率谱密度为Gi(f)、G0(f)时单机设备在位置O处的应力功率谱密度Gsi(f)、Gs0(f)；计算得到单机设备在位置O处的疲劳总损伤D0；计算得到当随机振动激励输入功率谱密度为G0(f)且单机设备在位置O处产生D0时所需的振动时间t0；计算得到等效振动时间td且单机设备在位置O处产生D0时的等效随机振动激励输入功率谱密度Gd(f)。本发明所述方法可有效降低现有运载火箭舱段随机振动验收条件的设计量级。
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公开(公告)号：CN113642097B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110719230.3
申请日：2021-06-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法，可在运载火箭设计全过程通过仿真计算，给出火箭各舱段的高频随机振动响应及对应舱段内噪声响应，为全箭高频随机振动条件及噪声条件设计提供参考依据。本发明中使用统计能量法并运用于运载火箭等大尺度结构高频振动响应仿真预示方面，能较好的克服有限元法的缺点，可为运载火箭的方案快速迭代论证、高频声振环境预示等提供极大的方便。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116296413A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310272590.2
申请日：2023-03-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种发动机喷流热环境集成测试装置和测试方法，包括：传感器集成支座、总热流密度传感器、辐射热流密度传感器、温度传感器、压力传感器、导线孔、导线、保温层、引压孔、支座安装耳片、导线、组成。传感器集成支座正面开沉孔，用于安装总热流密度传感器和辐射热流密度传感器，传感器集成支座另外有两个通孔，用于安装传感器和压力传感器，其中压力传感器位于支座后方，前部通过引压孔与外部相连，所有传感器均采用隔热措施与传感器集成支座绝热按照，背部导线通过内部导线孔引出，连接采集仪进行测量。本发明操作方便、减少独立式传感器测量安装支架，提高了工作效率，同时保证环境测量点位的一致性，可为发动机环境测量提供参考。
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公开(公告)号：CN115540700A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211025465.3
申请日：2022-08-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种耐高压型运载火箭级间导管分离装置，包括下端接头、下底座、锁套、橡胶垫、上底座、上端接头、弹簧、钢珠和密封圈。下端接头与下底座一端连接，上端接头与上底座一端连接；上底座固定安装在二级端框的安装孔中；下端接头、下底座、上底座和上端接头均沿中心轴开有通孔；一级端框和二级端框对接时，下底座安装在一级端框的安装孔中，和上底座采用钢珠球锁结构连接。通过上述的球锁结构和径向密封方式，适应一级端框与二级端框初始安装偏差、级间分离过程位置偏差，实现运载火箭级间对接状态下级间导管间的可靠密封，以及火箭级间分离时级间导管的可靠分离。
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公开(公告)号：CN114264199A
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN202111394988.0
申请日：2021-11-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明提供了一种基于通用芯级的组合体回收火箭总体构型，包括如下部件：一级两台液氧煤油发动机、一级尾翼、一级尾段、一级后过渡段、一级煤油箱、一级箱间段、一级液氧箱、栅格舵、一二级级间段；二级两台液氧煤油发动机、二级煤油箱、二级箱间段、二级液氧箱、仪器圆盘、支承舱、适配器、包带连接解锁装置；两枚通用芯级助推器，每枚通用芯级助推器包括头锥、栅格舵、反作用推力系统、液氧箱、箱间段、煤油箱、后过渡段、两台液氧煤油发动机、尾段、着陆缓冲机构；前、中、后捆绑连接装置；卫星整流罩；设置于芯一级和助推器箱间段的反推火箭；设置于二级煤油箱的正、反推火箭。本发明在国内首次实现通用芯级组合体回收，提供了一种高效、可靠的组合体火箭回收方案，能够提高火箭落区安全性、大幅降低火箭发射成本。
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公开(公告)号：CN113639945A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110721144.6
申请日：2021-06-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及一种复杂动力学环境条件下的时频转换技术，具体是基于经验模态分解方法，将复杂时域动力学环境转换为频域动力学环境，真实反应实际的力学环境特征，同时便于地面开展动力学环境模拟试验，提升产品总体设计水平，可适用于运载火箭、航天器、交通运输、机械制造等领域的动力学环境试验条件设计。
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公开(公告)号：CN113532869A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110653564.5
申请日：2021-06-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明涉及一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，步骤一，计算耗关液位容积V；步骤二，根据贮箱容积数据，计算耗关液位容积V对应的耗关液位高度h；步骤三，在贮箱内高度h处安装两个耗关传感器组，所述两个耗关传感器组沿贮箱中心轴对称，每个耗关传感器组由两个耗关传感器并联构成；步骤四、两个耗关传感器组串联，向外发送耗关信号。本发明可以实现液体运载火箭耗关传感器液位高度设计，能够有效规避推进剂晃动影响，减少推进剂剩余量，有利于提高运载能力，并采用冗余设计，能够适应两个耗关传感器组各一个耗关传感器失效工况，显著提高系统故障适应能力，高可靠的获取耗关信号，确保火箭正常飞行。
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