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公开(公告)号:CN119325209A
公开(公告)日:2025-01-17
申请号:CN202411249582.7
申请日:2024-09-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器控制设备热管理装置及热控方法,属于飞行器设备热管理技术领域。该装置包括均热单元、储热单元和泄压单元。均热单元以热传递的方式将飞行器控制设备发热单元产生的热量传导至储热单元内的相变材料中。泄压单元位于储热单元壳体内部,采用动态压力平衡方法,通过活塞调节储热单元内部压力,以解决因相变材料固‑液相变过程中体积变化导致的气压动态平衡问题。本发明实现了飞行器控制设备体积约束下的均热、储热设计,并利用泄压单元实现储热单元内部压力平衡,有效提升散热、储热能力,同时可保证安全性与可靠性。
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公开(公告)号:CN118042791A
公开(公告)日:2024-05-14
申请号:CN202410203380.2
申请日:2024-02-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H05K7/20
Abstract: 一种敏捷型航天电子系统热控结构,通过将敏捷型航天电子系统电子元器件焊接在多功能一体式框架上,元器件焊接面通过结构框架将热量直接传递至热沉储存,非焊接面通过低热阻界面材料将热量传递至柔性复合高热通均温模组,该模组充分利用系统内嵌狭小异形空间,将热量传递至多功能一体式框架热沉,热沉内部通过微热管将热量传递至空腔内PCM储存起来,同时框架内部通过高精微泵驱动液冷循环将框架热量均匀分散,提高整体热交换及循环效能。
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公开(公告)号:CN117348416A
公开(公告)日:2024-01-05
申请号:CN202311487906.6
申请日:2023-11-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出一种基于虚拟非线性动态负载补偿的摆动喷管高精度控制方法,步骤包括虚拟非线性负载模型建立、离线负载参数辨识及自适应力矩补偿非线性控制器构建,所述非线性负载模型建立在于将喷管力矩分解为摩擦力矩、弹性力矩、重力矩及未知扰动力矩等;所述离线负载参数辨识在于采用离线最小二乘法获取喷管中虚拟非线性负载模型中初始参数,作为非线性控制器初始参数;所述自适应力矩补偿非线性控制器在于,采用非线性反步递推式设计方法,依次构建电流回路、速度回路及位置回路控制律,同时引入虚拟非线性负载模型参数、电机模型参数等自适应律,并采用Lyapunov函数保证系统实时稳定性,从而实现力矩高精度辨识及补偿,提高摆动喷管摆角输出精度。
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公开(公告)号:CN107416213B
公开(公告)日:2020-03-24
申请号:CN201710343998.9
申请日:2017-05-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64D33/04
Abstract: 本发明涉及一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构,包含:防护组件,固定安装在飞行器尾端,并环绕设置在发动机喷管的外侧,且与发动机喷管的外形相契合;燃气舵组件,固定安装在防护组件上方,并覆盖设置在发动机喷管的顶端,且与发动机喷管的外形相契合;其中,所述的防护组件、燃气舵组件与发动机喷管之间形成狭长缝隙状的回火路径,可快速熄灭进入其中的发动机回火。本发明既能保护飞行器尾舱及其表面不被发动机回火直接烧蚀,同时能够承受发动机喷流的轴向力。
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公开(公告)号:CN107416213A
公开(公告)日:2017-12-01
申请号:CN201710343998.9
申请日:2017-05-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64D33/04
Abstract: 本发明涉及一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构,包含:防护组件,固定安装在飞行器尾端,并环绕设置在发动机喷管的外侧,且与发动机喷管的外形相契合;燃气舵组件,固定安装在防护组件上方,并覆盖设置在发动机喷管的顶端,且与发动机喷管的外形相契合;其中,所述的防护组件、燃气舵组件与发动机喷管之间形成狭长缝隙状的回火路径,可快速熄灭进入其中的发动机回火。本发明既能保护飞行器尾舱及其表面不被发动机回火直接烧蚀,同时能够承受发动机喷流的轴向力。
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