公开(公告)号：CN116362037A

公开(公告)日：2023-06-30

申请号：CN202310317133.0

申请日：2023-03-27

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 冯继航 ,  洪刚 ,  陈凯 ,  黄帅 ,  张哲玮

IPC: G06F30/20 ,  G06F17/16 ,  G06F111/04 ,  G06F111/06 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开了一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，包括S1确定无风情况下固体助推器的标准弹道；S2根据标准弹道得到固体助推器的理论落点；S3确定有风情况下固体助推器标准工作时间下的减载弹道；S4确定有风情况下固体助推器存在工作时间偏差情况下的减载弹道；S5根据步骤S3所得减载弹道和步骤S4所得减载弹道得到最终的减载弹道；S6对最终的减载弹道进行修正，使其满足步骤S2所得理论落点的要求。本发明可显著减小固体捆绑火箭飞行过程中风引起的飞行载荷，同时满足助推器落点安全要求，提高发射概率。

公开(公告)号：CN113700576B

公开(公告)日：2022-08-26

申请号：CN202110972809.0

申请日：2021-08-24

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 黄帅 ,  丁一凡 ,  焦震 ,  林连镔 ,  卜鹤群

IPC: F02K9/96 ,  H04N7/18

Abstract: 本发明公开了一种火箭尾舱发动机摇摆间隙可视化检测方法，步骤1、查找火箭尾舱间隙较小处。根据火箭总装模型，在发动机周围查找间隙较小处；步骤2、尾舱总装。根据火箭总装要求，完成发动机、伺服机构及舱内单机产品；步骤3、布置摄像头和判读标记。在间隙较小处布置摄像头，监视信号传输至地面，显示在判读监视器上；判读标记厚度为安全间隙的要求值；步骤4、连接伺服中频电源、控制器。连接地面中频电源工艺电缆、控制器电缆与箭上伺服机构的电缆接插；步骤5、摇摆发动机，观察间隙。按照既定程序摇摆发动机，观察摆动过程中间隙较小处的判读标记是否发生干涉间隙，确保满足安全间隙要求。

公开(公告)号：CN113700576A

公开(公告)日：2021-11-26

申请号：CN202110972809.0

申请日：2021-08-24

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 黄帅 ,  丁一凡 ,  焦震 ,  林连镔 ,  卜鹤群

IPC: F02K9/96 ,  H04N7/18

Abstract: 本发明公开了一种火箭尾舱发动机摇摆间隙可视化检测方法，步骤1、查找火箭尾舱间隙较小处。根据火箭总装模型，在发动机周围查找间隙较小处；步骤2、尾舱总装。根据火箭总装要求，完成发动机、伺服机构及舱内单机产品；步骤3、布置摄像头和判读标记。在间隙较小处布置摄像头，监视信号传输至地面，显示在判读监视器上；判读标记厚度为安全间隙的要求值；步骤4、连接伺服中频电源、控制器。连接地面中频电源工艺电缆、控制器电缆与箭上伺服机构的电缆接插；步骤5、摇摆发动机，观察间隙。按照既定程序摇摆发动机，观察摆动过程中间隙较小处的判读标记是否发生干涉间隙，确保满足安全间隙要求。

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

Inventor： 宁国富 ,  黄帅 ,  朱亮聪 ,  杨赧 ,  董文丰 ,  洪刚 ,  张亮 ,  辛高波 ,  李红兵 ,  宋攀

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。

公开(公告)号：CN217465544U

公开(公告)日：2022-09-20

申请号：CN202220288852.5

申请日：2022-02-14

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 丁一凡 ,  林连镔 ,  黄帅 ,  刘振东 ,  焦震 ,  向长征 ,  吴小军

IPC: F42B39/18 ,  F42B15/34 ,  B32B27/02 ,  B32B27/36 ,  B32B27/06 ,  B32B9/00 ,  B32B9/04 ,  B32B5/18

Abstract: 本实用新型公开了一种火箭贮箱临时防热保温衣，所述防热保温衣的结构包括第一防静电布、闭孔泡沫和第二防静电布，所述闭孔泡沫固定设置在所述第一防静电布内表面和第二防静电布内表面之间，第一防静电布和第二防静电布均是涤纶碳纤维布，维持保温衣整体结构，并具有防水功能，防止冷凝水或雨水增加保温衣重量，闭孔泡沫为保温衣的保温材料；所述防热保温衣包覆在火箭贮箱外，维持贮箱内温度，在火箭发射前进行拆卸。本实用新型采用结构简单的防热保温衣临时维持贮箱内部推进剂温度的要求，并且拆装方便。

公开(公告)号：CN220452052U

公开(公告)日：2024-02-06

申请号：CN202322088215.0

申请日：2023-08-04

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张欣耀 ,  王帅 ,  李会萍 ,  吴小军 ,  黄帅

IPC: F02K9/60

Abstract: 本实用新型提供了一种低温推进剂循环预冷用的引射装置，包括：三通，其具有第一管口、第二管口、第三管口，内部为与所述第一管口、第二管口、第三管口连通的第一空腔；引射喷嘴，其设于所述第一空腔内，用于喷出气流，其出口朝向所述第一管口或第二管口；引射弯管，其设于所述第一空腔内，具有第一端和第二端，所述第一端与所述引射喷嘴连接；气源接头，其具有两端敞口的第二空腔，所述第二空腔的一端与所述引射弯管的第二端连接，所述气源接头还与所述第三管口连接。本实用新型的低温推进剂循环预冷用的引射装置，使低温液体火箭发动机在起动前得到快速充分冷却，保障了发动机的安全。