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公开(公告)号：CN115108049B
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202210696043.2
申请日：2022-06-20
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
Abstract: 本发明提供一种柔性太阳翼充气展开装置，包括安装板、端盖、驱动机构、伸展机构和张紧机构，所述张紧机构包括卷筒、弹簧、弹簧固定杆、弹簧转动件和两端支撑件，张紧机构由端盖固定在安装板顶端，所述驱动机构包括气瓶、气瓶支架、管路、三通、加排阀、电爆阀和减压阀，通过螺栓连接固定在安装板上端，所述伸展机构包括伸缩管、顶端连杆和胶圈，焊接在安装板两侧，驱动机构提供的压力气源通过管路连接到伸展机构中，柔性太阳翼一端与张紧机构的卷筒连接，一端与伸展机构的顶端连杆连接。本发明结构紧凑，体积小巧，质量轻，为太阳电池阵技术增加输出功率、减轻系统质量、减少收纳体积。同时满足柔性太阳翼展开装置向小型化、轻量化的发展需求。
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公开(公告)号：CN119616722A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411733750.X
申请日：2024-11-29
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
IPC: F02K9/58
Abstract: 本发明公开了一种高启动低维持电磁阀控制系统，上位机输出控制信号给高启动低维持控制箱，高启动低维持控制箱输出使电磁阀开启，高启动低维持控制箱内共有三路相同的控制系统，可控制三组电磁阀动作，控制系统包括双极性供电电源，霍尔传感器，固态继电器，航空插头，释放回路，滑轨接线排，二极管；双极性供电电源为霍尔传感器供电，高低电压正极通过滑轨接线排连接两个固态继电器输出正极，固态继电器输出负极连接二极管正极，二极管负极连接到霍尔传感器输入正极，霍尔传感器输入负极通过航空插头与外部电磁阀连接后回到高低电源负极，释放回路并联到电磁阀输出和霍尔传感器输入正极，本发明提高了热试车试验过程中电磁阀工作效率和控制精度。
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公开(公告)号：CN117332552A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311037526.2
申请日：2023-08-16
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
IPC: G06F30/20 , G06F16/16 , G06F3/0481 , G06F3/0482 , G06F3/04847 , G06F9/451 , G06F7/499 , G01H17/00 , G06F111/20 , G06F123/02
Abstract: 本发明公开了一种基于matlab gui的姿控动力系统试车振动数据处理系统，本发明的系统包括：时域数据处理模块、功率谱密度数据处理模块、冲击响应数据处理模块、曲线显示模块。在windows下，以matlab语言、matlab gui为工具，仅需要选择数据以及输入关键参数即可实现对姿控动力系统试车振动数据进行快速、专业化分析处理，并可视化呈现分析结果。本仿真系统的搭建降低振动大数据分析工作容量，提高数据分析效率；降低振动数据分析处理的难度；通用性强，对操作人员专业能力要求相对较低。
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公开(公告)号：CN116956650B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311219585.1
申请日：2023-09-21
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于matlab app designer的姿控动力系统力学环境试验条件设计系统，基于第一次力学环境试验以及系统试车试验得出的响应数据进行功率谱密度以及冲击响应谱分析得到每个测量点的频域响应曲线形成目标包络曲线，通过拐点计算模块的选择、曲线表格设计模块的设定经系统计算后将计算所得曲线与设计目标曲线显示在曲线显示模块。本发明在windows下，以matlab语言、matlab app designer为工具，仅需要选择对应选项以及输入关键参数即可实现对姿控动力系统力学环境试验条件的快速设计，并可视化呈现分析结果与结
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公开(公告)号：CN115108049A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202210696043.2
申请日：2022-06-20
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
Abstract: 本发明提供一种柔性太阳翼充气展开装置，包括安装板、端盖、驱动机构、伸展机构和张紧机构，所述张紧机构包括卷筒、弹簧、弹簧固定杆、弹簧转动件和两端支撑件，张紧机构由端盖固定在安装板顶端，所述驱动机构包括气瓶、气瓶支架、管路、三通、加排阀、电爆阀和减压阀，通过螺栓连接固定在安装板上端，所述伸展机构包括伸缩管、顶端连杆和胶圈，焊接在安装板两侧，驱动机构提供的压力气源通过管路连接到伸展机构中，柔性太阳翼一端与张紧机构的卷筒连接，一端与伸展机构的顶端连杆连接。本发明结构紧凑，体积小巧，质量轻，为太阳电池阵技术增加输出功率、减轻系统质量、减少收纳体积。同时满足柔性太阳翼展开装置向小型化、轻量化的发展需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114239131A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111406060.X
申请日：2021-11-24
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法，首先采用精细化网格建模方法，对姿控动力系统进行有限元建模，采用质点法对系统中的单机进行建模，运用刚性和柔性相结合的连接方式对姿控动力系统进行耦合连接，形成专用的工程建模方法，完成姿控动力系统整机非线性建模。同时加载力学环境振动条件，得到准确姿控动力系统力学环境响应，消除航天产品带来的上天隐患。采用Matlab程序读取关键点的加速度响应，得到姿控动力系统力学环境预示关键点准确数据，缩短了数据提取时间，提高了数据处理的效率，保证了型号研制进度。
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公开(公告)号：CN113022688A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110428462.3
申请日：2021-04-21
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
Abstract: 本发明公开了一种氧化亚氮液态气瓶翻转推车，包括氧化亚氮气瓶、翻转机构和推车框架结构，所述的翻转机构包括翻转电机、翻转挡板和轴承座，翻转电机连接旋转轴并通过轴承座固定，所述的翻转挡板包括半环状的第一套板、第二套板和第三套板，第一套板和第二套板间隔套在氧化亚氮气瓶上表面并通过螺栓固定，所述的第三套板套在氧化亚氮气瓶底面，所述的第三套板与翻转机构焊接，所述的推车框架结构包括前端的2个万向轮、后端的2个橡胶充气胎和扶手，在所述的2个橡胶充气胎的连接轴上固定电机和减速器，本发明对于其他液态试验容器都可进行旋转，清洗，倾倒；实现实时在线监测自动翻转；对气瓶进行加压液化；电动推车，降低劳动强度。
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公开(公告)号：CN112228250A
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN202010947359.5
申请日：2020-09-10
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
Abstract: 本发明公开了一种液体姿控发动机集成块，包括集成块和向外伸出安装连接结构；所述的集成块为一体性结构，集成块I、II、III、IV四象限四侧面为电磁阀安装端面，电磁阀通过螺钉与电磁阀安装端面连接，集成块I、II、III、IV四象限相邻象限之间为向外伸出安装连接结构，向外伸出安装连接结构的内部为空腔结构，其外侧面为安装端面，所述的安装端面包括中央安装端面和两侧安装端面，中央安装端面为承力支架安装端面，两侧安装端面为推力室安装端面，集成块结构功能优化改进设计，解决了原有结构安装复杂问题，使得生产成本降低、生产效率提升，整体结构布局更加合理简洁，姿控机组装配方便快捷，提升了产品的力学性能和可靠性。
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公开(公告)号：CN111997786A
公开(公告)日：2020-11-27
申请号：CN202010689941.6
申请日：2020-07-17
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机便携测控系统箱，包括箱体部分和测控系统部分，所述的箱体部分包括上箱体、下箱体、合页和拉杆，所述的上箱体和下箱体通过合页连接，所述的下箱体主板面上上端依次布置压力信号输入端、温度信号输出端、脉冲输出端和电源开关；下端左侧布置键盘，右侧布置USB总线口；所述的下箱体内置测控系统部分。该系统可实现对多测试参数的实时记录与分析，通过软硬件的合理使用可实现对变占空比的测控。对后续数据的处理上方便省力，提高工作效率，降低劳动者工作强度。
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公开(公告)号：CN109339982A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811287552.X
申请日：2018-10-31
Applicant: 沈阳航天新光集团有限公司
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机柔性限位装置，包括下滑道、上滑道、顶杆、立支撑杆、支架底板、支架、耳帽、下定位环、减震石棉垫及上定位环，上滑道滑动设置在下滑道上，顶杆的底端与上滑道固定连接，顶杆的上端连接立支撑杆，立支撑杆的顶端连接支架，立支撑杆和支架之间设置支架底板，支架的顶端通过耳帽与下定位环连接，下定位环的上方连接上定位环，下定位环与上定位环的内表面设置减震石棉垫。本发明限制发动机喷管摆动，但不影响测量发动机的轴向推力，通过上下调节支架的伸缩高度和前后调节限位器滑动距离的方式，可适用多种型号火箭发动机热试试验的喷管喉部限位。
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