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公开(公告)号：CN107825092A
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201710913706.0
申请日：2017-09-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B23P19/00
摘要： 本发明提供一种翻转装配装置，属于装配领域。所述翻转装配装置包括支撑组件及相对设置的两个翻转组件，所述翻转组件包括翻转驱动电机及立柱，所述翻转驱动电机设置在所述立柱上，所述支撑组件包括翻转框架及固定架，所述固定架架设在所述翻转框架上，用于固定待装配工件，所述翻转框架的一组平行的对边上各设有一连接部，所述翻转驱动电机与所述连接部连接，用于驱动所述翻转框架转动，所述翻转框架通过两个所述立柱架空。本发明实施例提供的翻转装配装置，通过支撑组件固定支撑待装配工件，通过翻转组件实现对装配位置的调整，无需拆卸飞行器与支撑组件即可调整飞行器姿态，实现多位置装配，不易出现质量差错，提高了装配效率。
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公开(公告)号：CN107052109A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710304731.9
申请日：2017-05-03
申请人： 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种用于火箭型材框的分体拉弯模具，包括盖板、中间芯模和分体模；中间芯模包括半圆形本体，该中间芯模的弧形边缘上设有台阶；多个分体模可拆卸固定在该台阶上，该分体模底部还设有与该台阶侧面相贴合的侧方凸沿；盖板可拆卸固定在分体模上并与分体模之间形成容置型材框的成型间隙；分体模沿中间芯模的轴线方向固定在台阶上表面上，分体模的侧方凸沿沿中间芯模的半径方向固定在台阶侧面上。本发明所述的分体拉弯模具尺寸小、易加工、成本低；分体拉弯模具在使用时，仅更换分体模即可完成多种大型型材框的拉弯成型，操作更方便、加工效率更高；分体拉弯模具的重量轻，定位安装更易操作。
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公开(公告)号：CN106844846A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611161462.7
申请日：2016-12-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，首先建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏机理模型，然后根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法，对元件损伤响应进行分析，并通过实物试验对元件损伤分析方法进行修正，进而获得元件损伤响应规律，结合元件间理想连接关系，利用有限元方法对不同载荷工况下构件损伤响应进行分析，通过实物试验修正元件间连接关系，根据修正后元件间连接关系和元件损伤响应规律，利用有限元分析方法对组件、部段以及飞行器损伤响应进行分析，完成虚拟试验验证。本发明实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。
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公开(公告)号：CN104229126B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410469980.X
申请日：2014-09-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种高可靠起落架控制系统，包括控制驱动单元和EMAC驱动电路，其中控制驱动单元包括电源变换配电模块、1553B总线接口模块、CPU处理单元、转向电机驱动电路、电磁阀驱动电路和模拟量信号处理电路；所述CPU处理单元包括收放控制模块、前轮转弯控制模块和防滑刹车驱动控制模块，本发明起落架控制系统采用驱动和控制一体化设计，CPU处理单元实现了起落架及舱门的收放、前轮转弯及主机轮的机电作动器防滑刹车的联合控制，该系统重量轻，功耗低，可靠性和环境适应性好，可广泛应用于新型航天器着陆回收系统及传统飞机起落架系统。
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公开(公告)号：CN105184390A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510494802.7
申请日：2015-08-12
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06Q10/04
摘要： 一种壁板结构静强度、刚度、稳定性的综合优化方法，在优化设计过程中，除了传统的静强度、刚度外，引入壁板结构的综合稳定性判别系数作为约束条件，即在迭代过程中，对包括壁板筋条压缩稳定性、压损强度，蒙皮结构的压缩稳定性、剪切稳定性以及壁板的整体稳定性等多种失稳模式进行自动计算和判别，以结构的总重量最小为目标，对壁板结构的尺寸参数进行优化，使得优化后的壁板结构在静强度、刚度以及综合稳定性性能均满足设计要求的前提下，结构重量最轻，避免传统工程设计和优化后，重新对结构的各种稳定性进行计算，以解决传统方法计算成本增大且存在设计更改的风险的问题，大幅度提高了设计效率。
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公开(公告)号：CN105151278A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510536637.7
申请日：2015-08-27
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种适用于无人机的舵面差分驱动机构，包括：共用模块、左副翼驱动机构模块和右副翼驱动机构模块；电动舵机(2)驱动双输出舵机连杆(4)转动，通过左侧连杆(61)及右侧连杆(62)、左侧舵轴连杆(81)及右侧舵轴连杆(82)的运动，带动左副翼舵轴(111)、右副翼舵轴(112)反方向旋转，使得左副翼(121)、右副翼(122)反向偏转。本发明采用双RSSR空间四连杆组合机构实现了对左副翼、右副翼的差分驱动，解决了左副翼、右副翼运动的同步问题，实现了左副翼、右副翼的等速传动，同时降低了对加工精度及工装的要求，节约制造成本。
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公开(公告)号：CN105151271A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510604410.1
申请日：2015-09-21
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64C1/06
摘要： 本发明公开了一种外形贯穿飞行器机身的复合材料梁结构包括：内缘条、腹板，外缘条；腹板位于外缘条和内缘条之间；内缘条与腹板垂直连接；外缘条通过螺栓与飞行器蒙皮连接，外缘条表面形状与飞行器的气动外形贴合；内缘条、腹板，外缘条分别按照一定的材料布局结构铺设，每一层材料铺设顺序和方向按照一定的顺序进行铺设，最后经固化将内缘条、腹板和外缘条一体化成型。本发明通过优化结构几何外形和不同区域铺层参数设置，解决了贯穿机身的大尺寸、高承载、高刚度、小变形复合材料梁结构设计问题。
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公开(公告)号：CN103587725B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201310485247.2
申请日：2013-10-16
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/44
摘要： 一种可重复展收太阳电池阵板间展开机构，包括左公铰链臂（3）、右公铰链臂（4）、母铰链臂（5）、上壳体（7）、下壳体（8）、电机驱动单元（9）、蜗杆轴（10）、蜗杆轴支撑轴承（11）、涡轮轴（12）、涡轮轴支撑轴承（13）、第一锥齿轮（14）、输出轴（15）、输出轴支撑轴承（16）、第二锥齿轮（17）。本发明采用涡轮蜗杆传动+锥齿轮传动原理，电机驱动单元（9）带动蜗杆轴（10）转动，通过涡轮蜗杆传动带动涡轮轴（12）上的第一锥齿轮（14）转动，然后再通过第二锥齿轮（17）传动带动输出轴（15）转动。本发明展开机构可重复使用，主要应用于空天飞行器上，在轨工作为无重力状态。
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公开(公告)号：CN104309819A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410559432.6
申请日：2014-10-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/22
摘要： 一种内置铰链式空间舱门展收机构，驱动轴系(401)通过轴系支座(402)固连到舱门边界结构(1)上，凸轮摇臂(403)的两端分别与驱动轴系(401)和连杆(404)铰接，连杆(404)的另一端与舱门连杆支座(405)通过铰接，舱门连杆支座(405)与舱门固连。凸轮摇臂(403)上设有凸轮槽，滑杆支座(407)固定在舱门边界结构(1)上，滑杆支座(407)与直线滑杆(406)配合形成直线运动副；直线滑杆(406)通过销钉轴(409)与所述凸轮槽连接，凸轮槽与直线滑杆(406)、滑杆支座(407)、舱门铰链轴(408)、销钉轴(409)构成凸轮机构。本发明通过将舱门铰链布置在防热层内部，利用连杆和凸轮的复合运动机构，避免了结构干涉。
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公开(公告)号：CN104229126A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410469980.X
申请日：2014-09-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种高可靠起落架控制系统，包括控制驱动单元和EMAC驱动电路，其中控制驱动单元包括电源变换配电模块、1553B总线接口模块、CPU处理单元、转向电机驱动电路、电磁阀驱动电路和模拟量信号处理电路；所述CPU处理单元包括收放控制模块、前轮转弯控制模块和防滑刹车驱动控制模块，本发明起落架控制系统采用驱动和控制一体化设计，CPU处理单元实现了起落架及舱门的收放、前轮转弯及主机轮的机电作动器防滑刹车的联合控制，该系统重量轻，功耗低，可靠性和环境适应性好，可广泛应用于新型航天器着陆回收系统及传统飞机起落架系统。
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