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公开(公告)号：CN119879670A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510132228.4
申请日：2025-02-06
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种火箭级间分离地面试验可复用下面级模拟配重装置，属于运载火箭技术领域，压缩了火箭壳体开展级间分离试验重复模拟的准备周期，节约了试验成本，具体包括前封头模拟件、壳体、上滚轮、下滚轮、减速板、水槽、导轨、轨道；前封头模拟件与真实火箭下面级发动机前封头气动外形一致，壳体的直径、重量和质心特征与实际所验证的火箭真实下面级保持一致；前封头模拟件与壳体前端连接；在壳体左右两侧焊接有转接块，上滚轮、下滚轮与减速板分别与转接块连接；上滚轮、下滚轮与轨道可滑动咬合；水槽和导轨连接在轨道上，轨道通过在自身底部安装垫片，可调整水平度以及与试验风洞的对齐度；试验过程中，壳体沿轨道滑动；当减速板在导轨的约束作用下进入水槽后，用于减速。
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公开(公告)号：CN119063584A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411257393.4
申请日：2024-09-09
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种消除飞行脉动压力的运载火箭整流罩气动外形，包括：整流罩头部和身部，身部为圆柱体结构，整流罩头部与身部圆滑过渡。所述整流罩头部采用消除脉动压力气动外形，所述消除脉动压力气动外形具体为：整流罩头部的前端为球头，整流罩头部的后端为旋转体，其型面曲线为改进冯卡门曲线或改进椭圆曲线；整流罩头部的后端与整流罩身部连接。本发明开展整流罩球头半径和冯卡门曲线长度的优化，通过设置轮廓控制系数和角度控制系数，开展斜头锥外侧母线当地物面角优化，减低火箭的跨声速脉动压力环境。本发明还提出使用改进椭圆曲线的整流罩型面曲线以达到消除飞行脉动压力的方案。
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公开(公告)号：CN118296874A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410280566.8
申请日：2024-03-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种通过火箭子结构模态阻尼评估全箭模态阻尼的方法，该方法首先开展火箭子结构及全箭的有限元建模，获得全箭模态刚度矩阵和模态质量矩阵；然后通过火箭子结构模态试验获取模态阻尼，并根据模态频率和模态阻尼计算Rayleigh阻尼系数，得到子结构阻尼矩阵；将子结构阻尼矩阵组装得到全箭模态阻尼矩阵；最后根据全箭模态刚度矩阵和模态质量矩阵、全箭模态阻尼矩阵，计算全箭各阶模态的阻尼。本发明通过子结构模态阻尼可以评估全箭模态阻尼，进而取消全箭模态试验中对模态阻尼测量的需求，降低试验规模，节约试验成本。
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公开(公告)号：CN116214955A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211430931.6
申请日：2022-11-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 提亚峰 , 王易南 , 王国辉 , 吴会强 , 张志峰 , 鄢东洋 , 王会平 , 闫冰 , 杨帆 , 王世勋 , 王群 , 吕静 , 胡苏珍 , 王筱宇 , 匡格平 , 张雪峰 , 谢金鑫 , 徐林栋
Abstract: 本发明公开了一种适用于自动成型的对称非回转复合材料斜置网格结构，包括上端框、下端框和双向螺旋筋；上端框、下端框和双向螺旋筋为一体成型结构，上端框、下端框和双向螺旋筋所用结构材料为复合材料；双向螺旋筋包括两根相互对称的筋条，每根筋条的外轮廓面的中心线为等螺距螺旋线、等螺旋角螺旋线或短程线。本发明进一步公开了多种航天工程中应用的典型对称非回转结构所用筋条中心线的确定方法。本发明斜置网格结构设计合理、轻质化、适合于自动化批量生产。
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公开(公告)号：CN115730402A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211448650.3
申请日：2022-11-18
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 何巍 , 王婕 , 冯韶伟 , 冯健华 , 王帅 , 蒋先旺 , 陈风雨 , 皮赞 , 石玉红 , 刘佳运 , 徐西宝 , 卢红立 , 闫路 , 董瑞涛 , 吕静 , 王腾 , 崔赢午
IPC: G06F30/17
Abstract: 本申请提供一种用于航天紧固连接系统的数字化设计方法、设备、介质，该方法包括基于逻辑判断进行紧固件优选推送；对紧固连接系统进行正向设计仿真计算，紧固连接系统包括推送的紧固件；基于仿真计算结果，对紧固连接系统进行自动化装配。本申请提供的方法，基于逻辑判断进行紧固件优选推送之后，对包括推送的紧固件的紧固连接系统进行仿真和装配，实现紧固件的准确选用、可靠设计和规范安装，提升紧固连接系统数字化优化设计能力，突破紧固件优选推送、紧固连接系统仿真计算优化布局、紧固连接系统自动化装配等关键技术，解决因选用不合理、不准确造成的紧固件应用过程中脆断、咬死、松脱、锈蚀等痛点问题的发生，提升紧固连接系统可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119272422A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411812399.3
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，涉及多级火箭发动机装置的技术领域。本发明针对多极火箭级间热分离建压过程中存在的喷管侧向干扰现象，克服现有设计方法中必须依赖非定常流场仿真和地面试验获取喷管侧向干扰力及力矩特性的瓶颈，提出一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算，提高了设计效率，支撑了型号对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
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公开(公告)号：CN118597451A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410894378.4
申请日：2024-07-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 陈华伟 , 于兵 , 张宏剑 , 王辰 , 周天送 , 乐晨 , 郭嘉 , 马红鹏 , 张毅博 , 杨帆 , 吴会强 , 闫冰 , 蒋亮亮 , 石玉红 , 潘忠文 , 刘立东 , 陈晓飞 , 张然 , 李皓伟 , 李玉山 , 吕静 , 李慧 , 王筱宇
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种基于多级杠杆的多层组合卫星压紧释放机构及方法，该压紧释放机构中两个压紧杆下部分别通过单向转动铰链与底部的解锁组件连接；解锁组件与底部卫星的承力柱配合贴紧，卫星层层堆叠后压紧盘与顶部的卫星承力柱配合贴紧；两个压紧杆顶端穿过压紧盘预置的两个连接孔，并通过压紧杆顶端的外螺纹与预紧螺母进行连接预紧，给卫星承力柱提供向下的压紧力，在解锁组件解锁时压紧杆的压紧力释放，压紧杆带动压紧盘向上弹起，压紧盘与顶部的卫星承力柱脱离，压紧释放机构与卫星承力柱之间安装分离弹簧，分离弹簧与卫星承力柱外表面贴紧并压缩，提供分离后压紧杆的展开驱动力，压紧盘与顶部的卫星承力柱脱离后，在分离弹簧的作用下向外摆开，解除对卫星的约束，能够将多层堆叠式卫星可靠压紧与分离。
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公开(公告)号：CN116296282A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310171544.3
申请日：2023-02-15
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 杨自鹏 , 李重远 , 张群 , 张新宇 , 陈益 , 贾睿 , 吕静 , 李欣 , 梁桐 , 刘小旭 , 石佳 , 刘畅 , 周佑君 , 陈佳晔 , 张绪斌 , 李轩 , 南京宏 , 齐祥 , 王瑾 , 肖昆 , 奚琳 , 文艺
Abstract: 本发明公开了一种太阳光会聚原理验证系统，包括：主镜单元、次镜单元、支撑工装单元、系统计算机和电箱；其中，所述系统计算机和所述电箱相连接；所述电箱与所述主镜单元相连接；所述主镜单元与所述次镜单元均与所述支撑工装单元相连接；所述系统计算机通过所述电箱控制所述主镜单元展开至预设标定位置后，平行光垂直照射所述主镜单元，经主镜单元、次镜单元两次反射，测量出射缩束平行光准直度与光斑能量密度。本发明降低了地面原理样机整体加工及装调难度，可验证空间大口径展开式太阳光会聚系统展开方案的可行性。
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公开(公告)号：CN119337511A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411896154.3
申请日：2024-12-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种外露大喷管布局构型的增量式气动特性设计方法，包括：获取喷管0°摆角基础气动数据；获取喷管俯仰摆动状态的气动数据和喷管偏航摆动状态的气动数据；根据喷管0°摆角基础气动数据和喷管俯仰摆动状态的气动数据得到俯仰摆动气动数据差量；根据喷管0°摆角基础气动数据和喷管偏航摆动状态的气动数据得到偏航摆动气动数据差量；根据喷管0°摆角基础气动数据、俯仰摆动气动数据差量和偏航摆动气动数据差量得到喷管全周向摆动状态的气动数据。本发明解决了气动特性设计中无法考虑喷管影响的问题，高效可靠完成了大喷管布局构型的气动特性设计。
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公开(公告)号：CN119272422B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411812399.3
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，涉及多级火箭发动机装置的技术领域。本发明针对多极火箭级间热分离建压过程中存在的喷管侧向干扰现象，克服现有设计方法中必须依赖非定常流场仿真和地面试验获取喷管侧向干扰力及力矩特性的瓶颈，提出一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算，提高了设计效率，支撑了型号对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
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