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公开(公告)号：CN115396082B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202210883340.8
申请日：2022-07-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种用于运载火箭的抵抗长距离通信相位畸变的方法，在主机和从机之间增加至少一个中继器；利用中继器对链路中的信号进行整形；主机采用码同步作为同步信号，从机采用移位时钟信号作为同步信号，主机和从机的同步信号相互独立，从机根据码同步信号对帧同步信号进行采集，主机根据移位时钟对数据进行采集。本发明方法加入信号中继器使得运载火箭在长距离情况下，所有信号的传输可靠性均可保证，特别是高频信号也可以有较强抵抗信号畸变的能力；在抵抗信号畸变的同时采用新的通信协议，主机和从机使用独立的同步信号，消除通信距离过长和中继器带来的相位滞后对数据通信的影响。
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公开(公告)号：CN117094073A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310642422.8
申请日：2023-05-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，包括建立固体助推器的六自由度动力学模型；六自由度动力学模型为被动段状态变量关于箭体系上的合力矩的函数；建立来流攻角模型和来流方位角模型；根据来流攻角模型和来流方位角模型得到助推器下落过程中箭体系上的合力矩；以助推器分离点的数据作为仿真初始值，将所述箭体系上的合力矩代入六自由度动力学模型进行仿真，得到助推器落点信息。本发明可快速分析固体助推器在下落段的各弹道特征参数，发现其被动段运动规律，使固体助推器落点计算结果更加准确。
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公开(公告)号：CN116894321A
公开(公告)日：2023-10-17
申请号：CN202310496116.8
申请日：2023-05-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于被动减载的火箭控制能力分析方法，属于运载火箭控制系统领域，主要通过被动减载的方式，优化火箭飞行程序角，降低大风区箭体受到的载荷，提高火箭在发射场的发射概率。该发明主要包括：步骤1：统计火箭设计时所采用的概率风场；步骤2：建立基于被动减载的攻摆角计算动力学模型；步骤3：获取被动减载攻摆角计算结果。本发明所述的基于被动减载的火箭控制能力分析方法，可以有效降低大风区火箭受到的载荷，提高火箭的发射概率。
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公开(公告)号：CN116050301A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310094427.1
申请日：2023-02-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种运载火箭动压攻角积限幅值设计方法,包括如下步骤：首先根据飞行参数获取运载火箭各舱段使用载荷，包括箭体结构截面弯矩载荷、静态弯矩载荷分量，轴压载荷，贮箱增压气体压力；其次根据使用载荷对各舱段强度计算情况进行强度复查,获取各舱段结构剩余系数；进而获取推力偏差引起的载荷偏差量，获取载荷剩余量，包括等效载荷剩余量、弯矩剩余量；再次判断弹道设计采用传统非减载或采用被动减载设计，若采用传统非减载弹道设计，采用迭代算法计算qα临界值，否则，采用快速等效算法计算qα临界值；最后根据计算qα临界值，在绝对保证结构安全的前提下充分挖掘结构可承载能力，考虑不确定因素设置射前qα限幅值。
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公开(公告)号：CN115930699A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211610749.9
申请日：2022-12-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种用于固体运载火箭子级落区安全控制装置，包括固体助推安全控制器、安全机构、电爆管、导爆索和聚能炸药索。本发明在尽可能减少额外执行机构和系统基础上，充分利用固体助推器剩余燃料，达到助推器落区可控的目的。采用双冗余电爆管机制可以有效避免单一引爆线路故障导致漏炸，提高了系统可靠性。相比于现有的技术，本发明成本更低、更加易于实现。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111994311B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010825947.1
申请日：2020-08-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G5/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭推进剂加注对接系统，包括基座，固连于安装结构上；至少两个加注管道，所述加注管道两端端口的轴线不重合，所有所述加注管道依次连通，且相邻所述加注管道的相邻端口之间旋转密封连接，首端的所述加注管道设于所述基座且与加注介质输出管路连通；对接组件，设于末端的所述加注管道，所述对接组件用于与加注口对接，以使末端的所述加注管道与所述加注口连通；若干旋转组件，设于相邻所述加注管道之间，用于驱动相邻所述加注管道之间相对旋转，以使所述对接组件移动至所述加注口以实现对接连通。该系统可实现自动加注对接，且结构更加简单、操作简便。
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公开(公告)号：CN113642097A
公开(公告)日：2021-11-12
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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公开(公告)号：CN102780135B
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201210266548.1
申请日：2012-07-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所 , 中国长城工业集团有限公司
IPC: H01R13/73
CPC classification number: H01R13/18 , H01R13/502
Abstract: 本发明涉及一种四自由度电连接器安装调节装置，包含：插头支架，其与适配器的侧壁连接；第一内螺纹筒，其底端和所述插头支架的顶端连接；外螺纹筒，其底端和所述第一内螺纹筒的顶端连接；第二内螺纹筒，其底端和所述外螺纹筒的顶端连接；安装板，其安装在所述第二内螺纹筒的顶端上，该安装板上用于设置电连接器的电插头。本发明能够实现星箭电连接器的安装和四自由度的调节，简化电连接器插头的安装流程，实现星箭电连接器插头和插座的可靠连接、安全分离。
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公开(公告)号：CN114264199B
公开(公告)日：2024-02-09
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：CN113639945B
公开(公告)日：2024-02-09
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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