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公开(公告)号：CN114577073B
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202210192087.1
申请日：2022-03-01
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/38
摘要： 本申请涉及一种爆炸螺栓缓冲装置，包括安装于火箭适配器上的火箭适配器支架、固定安装于火箭适配器支架一侧的安装支架以及安装于卫星上的卫星固定支架，火箭适配器支架和卫星固定支架上均设置有供爆炸螺栓贯穿的穿孔，卫星固定支架远离火箭适配器支架的一侧设置有挡块组件，挡块组件靠近卫星固定支架的部分固定安装有与爆炸螺栓螺纹装配的螺母，挡块组件的一侧和安装支架之间通过销轴组件实现转动连接，销轴组件上设有驱使挡块组件朝向远离卫星固定支架的方向旋转的复位件。本申请具有以下可预期的技术效果：爆炸螺栓解锁后，挡块组件在扭簧的带动下，从卫星固定支架转向安装支架，能够有效降低卫星敏感元器件的冲击量级。
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公开(公告)号：CN117228122A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311239494.4
申请日：2023-09-25
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明涉及贮箱加工技术领域，公开一种贮箱箱底组件、贮箱及箱底组件成形方法，贮箱箱底组件包括箱底和过渡环，过渡环设置在箱底的开口端，并与箱底为一体成型结构，过渡环的外壁形成有垂直设置的第一台阶面和第二台阶面，第一台阶面沿过渡环的径向设置，第二台阶面远离第一台阶面的外缘朝向箱底外壁倾斜设置形成导向斜面。贮箱包括筒段和上述的贮箱箱底组件。箱底组件成形方法包括步骤：固定约束板材的外圈，通过旋压旋轮将板材剪切旋压得到第一成形件；解除外圈约束，并固定约束内圈，通过旋压旋轮翻边旋压外圈形成柱段；在柱段的外壁加工出对接接口，得到一体成型的箱底和过渡环。贮箱质量较佳，加工费用较低。
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公开(公告)号：CN116834982A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310310759.9
申请日：2023-03-24
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本申请公开了一种分离装置，属于航天器星箭分离的技术领域，以解决目前传统的星箭连接分离装置存在设计布局繁琐、接口形式多变、安装操作复杂、设计效率低下、星箭连接分离装置重量较重等问题。本申请实施例提供的一种分离装置，用于分离第一构件和第二构件，包括：顶推框；导向组件，设置于顶推框一侧且与所述顶推框活动连接；顶推组件，与所述顶推框固定连接，能够提供推力使所述顶推框沿所述导向组件的导向方向运动，推动所述第一构件向远离所述第二构件的方向运动，以使所述第一构件和所述第二构件分离。
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公开(公告)号：CN116817676A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202211583817.7
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明提出供一种运载火箭分离体落区自动规划方法，包括：确定初始发射点，获取射向、箭下点轨迹线以及各级分离体的落区中心点与初始发射点的相对位置；以各级分离体中任何一级的分离体当前计算所得的落点为起点，平移该级分离体落区，运用地理信息技术，识别出该级落区内的安全要素。本发明采用地理信息技术建立安全要素信息库，通过弹道计算获得各级分离体落区信息，在各级落区自动巡游过程中，进行地理信息自动识别和统计，利用决策支持技术对各航落区方案进行对比选优，选择得到最优的航落区方案，并确定合适的发射地点，从而在发射点任意的情况下，完成分离体落区自动规划，满足落区去任务化需求。
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公开(公告)号：CN116500902B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310764225.3
申请日：2023-06-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明涉及去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备，包括分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计；粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；蒙特卡洛打靶仿真验证。本发明的方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，最终达到去任务化的效果。
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公开(公告)号：CN116756217A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311031221.0
申请日：2023-08-16
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F16/2458 , G01M99/00 , G06F16/248 , G06F16/22
摘要： 本发明涉及一种一键式遥测数据实时处理判读方法及系统，方法包括：建立测试前端和测试后端，测试前端接收多个数据源的遥测数据，对同一时段接收到的遥测数据源进行优选，然后对优选的遥测数据源进行数据解析和存储；测试前端将数据解析结果数据帧发送至测试后端；测试后端配置各专业所需判读的参数信息及判读规则，根据本地配置从获取的结果数据帧中获取所需的参数解析结果，并完成数据判读。本发明可实现运载火箭测试前后端远距离测试、多个遥测数据源的优选，提高数据的稳定性；实现一键式数据实时处理判读，测试报告自动生成，减少人工操作及判读工作量，提高测试效率。
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公开(公告)号：CN111191368B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN201911399899.8
申请日：2019-12-30
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F111/10
摘要： 本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种连续小推力行星际转移轨道优化方法和装置。该方法包括：构建预设含参转移轨道模型；通过模拟退火法对预设含参转移轨道模型在不同发射时间信息下的性能指标进行寻优，获得最优发射时间信息；根据最优发射时间信息对应的第一始末端边界条件构建同伦映射性能指标；根据同伦映射性能指标对燃料最优两点边值问题进行求解，获得燃料最优的连续小推力行星际转移轨道。本发明将基于预设含参转移轨道模型的解析法结合模拟退火法在大范围的窗口中搜索最优发射时间信息，降低了计算量，提高了计算速度和计算效率，在确定最优发射时间信息后的，通过同伦法确定轨道细节，提高了收敛性，降低了计算难度与计算量。
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公开(公告)号：CN114152151B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202111490780.9
申请日：2021-12-08
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B10/14
摘要： 本申请具体涉及一种折叠栅格舵，属于火箭回收领域，包括：舵轴，舵轴内设有容置空间；舵盘，舵盘设于舵轴的一端，舵盘开设有通孔；栅格舵本体，栅格舵本体与舵盘铰接，栅格舵本体的与舵盘铰接一侧设有连接块；展开机构，包括驱动机构和传动组件，驱动机构固定于容置空间内，传动组件的一端与驱动机构的输出端连接，传动组件的另一端穿过通孔与连接块铰接，驱动机构用以拉动传动组件移动，使栅格舵本体绕舵盘转动。通过在舵轴中设置展开机构，驱动机构动作带动传动组件在容置空间中移动，传动组件带动栅格舵本体，使得栅格舵在驱动机构驱动力作用下绕铰接点展开，通过调节驱动机构功率达到栅格舵不同展开速率，使得栅格舵本体的展开过程可控。
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公开(公告)号：CN116428079A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310032112.4
申请日：2023-01-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀，通过增压系统以及供应系统取代复杂的高压挤压增压系统和高压储箱，结构简单，提高可靠性，使得储箱可设计制造的容积大幅增加，造价也大幅降低，另外进入推力室的推进剂来流会具有一个与泵体转速正相关的流体流动特征频率，以及一定幅度的流体压力脉动，且其流动特征频率和压力脉动可通过调节驱动电机进行调整，以尽可能与推力室在发动机中的真实工作情况接近或相同，提高试验数据的可参考性。
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公开(公告)号：CN112360646B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202010907490.9
申请日：2020-09-02
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/60 , F02K9/46 , F04D29/58 , F04D29/046
摘要： 本发明属于液体发动机技术领域，公开了一种低温火箭发动机涡轮泵的轴承冷却/预冷结构，用于多轴涡轮泵；包括：循环连接管、开设在涡轮泵内的内冷流路以及预冷排放口；对应于所述涡轮泵的多根轴，在所述涡轮泵上开设有多个所述预冷排放口，且所述多个预冷排放口均与所述内冷回路连通；所述循环管路的两端分别连接相邻的两个所述预冷排放口，所述循环管路上开设有预冷泄出口。本发明提供的低温火箭发动机及其涡轮泵和轴承冷却结构能够实现多轴涡轮泵的统一冷却，简化冷却结构。
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