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公开(公告)号：CN107063007A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710356685.7
申请日：2017-05-19
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： F42B15/00
CPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明提供一种偏置集中力的运载火箭助推器贮箱结构，该结构包括前短壳、前箱底、筒段、后箱底和后短壳，五部分通过环向焊缝构成整个贮箱结构，形成可以贮存推进剂及承受各种载荷的密封容器。前短壳由一块放射外加筋壁板和两块正置外加筋壁板焊接成整体；筒段由具有集中力扩散功能的混合内加筋壁板和斜置内加筋壁板[组成。本发明解决了运载火箭助推器贮箱对偏置集中力的承载和扩散问题，使得偏置集中力通过该贮箱结构扩散变成均布力，为贮箱后面舱体提供良好的力学环境，本发明的贮箱结构具有承载能力强、结构效率高和集中力扩散效果好等特点。
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公开(公告)号：CN107035966A
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201710362306.5
申请日：2017-05-22
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： F17C13/08
CPC分类号： F17C13/084 , F17C2201/0109 , F17C2201/035 , F17C2201/056 , F17C2205/0126 , F17C2205/0153 , F17C2205/0192 , F17C2270/0197
摘要： 本发明提供运载火箭用高压气瓶的固定装置，包括：后端支座，用于与高压气瓶后端的连接；后端支座紧固件，用于将高压气瓶的后端固定在所述后端支座上；前端支架，环绕所述高压气瓶设置，将高压气瓶的外围相对固定，所述前端支架和后端支座配合将所述高压气瓶的轴向固定，当高压气瓶发生轴向变形时，能够沿高压气瓶的轴向伸缩；所述前端支架包括支架底座和气瓶径向固定装置，所述气瓶径向固定装置用于沿所述高压气瓶的外径方向将所述高压气瓶的前端固定于所述支架底座上，所述气瓶径向固定装置包括用于补偿高压气瓶径向变形的弹性补偿结构。本发明的高压气瓶的固定装置能在高压气瓶充放气过程中补偿高压气瓶的轴向和径向变形。
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公开(公告)号：CN116296177A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310186889.6
申请日：2023-03-01
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明提供了一种蓄压器膜盒正弦振动试验条件设计方法及装置，包括：获得蓄压器膜盒与蓄压器壳体安装界面低频振动加速度飞行遥测时域数据；选取典型瞬态时刻时域数据段进行低频带通滤波，将滤波后的数据作冲击响应谱等效正弦处理；对数据作最大包络处理；根据典型瞬态时刻冲击响应谱等效正弦包络数据，设计验收级正弦振动试验条件；基于验收级正弦振动试验条件，确定鉴定级正弦振动试验条件，完成蓄压器膜盒正弦振动试验条件设计。本发明通过设计得到蓄压器膜盒单独开展地面振动试验时的正弦振动试验条件，可改善蓄压器整体进行地面振动试验带来的蓄压器膜盒过试验情况，降低蓄压器膜盒的结构设计难度和地面过试验风险。
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公开(公告)号：CN116401750A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202211482085.2
申请日：2022-11-24
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/06 , G06F119/02
摘要： 本发明公开了一种基于协同平衡的电气系统可靠性冗余设计多目标优化方法，解决了传统优化方法仅考虑单个子系统冗余单元变化对系统可靠度、费用、体积、质量和功耗的影响，导致优化结果仅能够计算一定范围内的局部最优结果；本发明通过考虑冗余单元协同变化对各子系统的影响，完成了以系统可靠度、费用、体积、质量和功耗为目标的全局优化；本发明基于子系统和冗余单元协同平衡的可靠性冗余设计多目标优化方法，算法明晰、实现过程简单，通常在10次以内的迭代计算即可计算出最优结果。相较于遗传算法、粒子群优化算法、蚁群算法等智能算法，本发明的实现过程更为简单、10次以内的迭代计算次数明显少于一般智能算法100次及以上迭代计算，计算成本更低。
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公开(公告)号：CN114998526B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202210714867.8
申请日：2022-06-23
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明的目的在于提供一种基于误差补偿的蒙皮工艺净尺寸展开方法，包括：确定装配型架的制造误差δf，确定骨架外形的制造误差δw，确定骨架装配过程中的装配误差δa；包括框类零件装配误差δa1和桁类零件装配误差δa2；按误差传递模型计算出含误差补偿的蒙皮展开外轮廓尺寸的参数，采用误差补偿机制展开的蒙皮能有直接指导研制阶段下蒙皮类零件无余量下料，在装配阶段能直接按照工艺净尺寸装配，从而取消蒙皮协调去除余量工序，提高蒙皮的装配效率和材料利用率。采用误差补偿后展开的蒙皮，装配阶段能直接应用于产品研制生产提高原材料的利用率,且公式较为简单可以通过二次开发集成到三维软件中。
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公开(公告)号：CN116754160A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310411971.4
申请日：2023-04-17
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G01M7/02 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/10 , G06F119/14 , G06F119/12
摘要： 本发明公开了一种运载火箭仪器设备纵向正弦振动试验条件设计方法，包括：获取振动响应时域曲线；对振动响应时域曲线进行预处理，得到冲击响应谱等效正弦数据；对冲击响应谱等效正弦数据进行包络，得到尾段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级；依据纵向传递特性，获得其他各舱段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级；对尾段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级和其他各舱段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级分别乘以安全系数T后，得到鉴定级纵向正弦振动试验量级。本发明所述方法可在运载火箭论证、方案初期快速给出运载火箭各舱段上单机设备的纵向正弦振动试验条件，供单机设备选型和方案设计。
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公开(公告)号：CN116558755A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310411960.6
申请日：2023-04-17
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G01M7/06
摘要： 本发明公开了一种基于应力疲劳等效的随机振动试验条件设计方法，包括：对单机设备安装位置实际飞行遥测加速度高频随机振动时域数据进行离散化处理；计算得到各段离散后的时域数据的功率谱密度Gi(f)，并确定最大包络功率谱密度G0(f)；计算得到当随机振动激励输入功率谱密度为Gi(f)、G0(f)时单机设备在位置O处的应力功率谱密度Gsi(f)、Gs0(f)；计算得到单机设备在位置O处的疲劳总损伤D0；计算得到当随机振动激励输入功率谱密度为G0(f)且单机设备在位置O处产生D0时所需的振动时间t0；计算得到等效振动时间td且单机设备在位置O处产生D0时的等效随机振动激励输入功率谱密度Gd(f)。本发明所述方法可有效降低现有运载火箭舱段随机振动验收条件的设计量级。
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公开(公告)号：CN116435019A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310190149.X
申请日：2023-03-01
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明涉及一种电缆快速包覆热防护结构，属于热防护结构设计领域；包括电缆、改性涤纶纤维自卷绝热套管、芳纶纤维自卷绝热套管和石英纤维带；改性涤纶纤维自卷绝热套管包覆在电缆的外壁；芳纶纤维自卷绝热套管包覆在改性涤纶纤维自卷绝热套管的外壁；石英纤维带包覆在芳纶纤维自卷绝热套管的外壁；石英纤维带起隔热和抗烧蚀作用，确保在大热流环境中热防护结构完整性改性涤纶纤维自卷绝热套管、芳纶纤维自卷绝热套管起隔热和阻燃作用，阻断环境热量向电缆内传递，确保内侧电缆环境温度；本发明成功解决了一二级采取热分离方案的某型运载火箭的一二级级间段舱内电缆热防护问题，同时达到了热防护结构可快速包覆、结构轻量化、高可靠性的要求。
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公开(公告)号：CN220452052U
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202322088215.0
申请日：2023-08-04
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本实用新型提供了一种低温推进剂循环预冷用的引射装置，包括：三通，其具有第一管口、第二管口、第三管口，内部为与所述第一管口、第二管口、第三管口连通的第一空腔；引射喷嘴，其设于所述第一空腔内，用于喷出气流，其出口朝向所述第一管口或第二管口；引射弯管，其设于所述第一空腔内，具有第一端和第二端，所述第一端与所述引射喷嘴连接；气源接头，其具有两端敞口的第二空腔，所述第二空腔的一端与所述引射弯管的第二端连接，所述气源接头还与所述第三管口连接。本实用新型的低温推进剂循环预冷用的引射装置，使低温液体火箭发动机在起动前得到快速充分冷却，保障了发动机的安全。
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公开(公告)号：CN217541682U
公开(公告)日：2022-10-04
申请号：CN202221578057.6
申请日：2022-06-23
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本实用新型公开了一种反推火箭安装支架，用于将反推火箭安装在运载火箭的舱壁上，包括拓扑构型减重支架，拓扑构型减重支架上依次设有若干从其一端延伸至相对的另一端的连接臂；拓扑构型减重支架在其两端之间和相邻连接臂之间的区域镂空；拓扑构型减重支架在其一端的相邻连接臂之间设有圆弧槽、相对的另一端的相邻连接臂之间设有固定卡箍，圆弧槽与反推火箭的形状相匹配，固定卡箍用于固定反推火箭。连接臂的两端均设有安装部，安装部用于与运载火箭的舱壁连接。本实用新型能将反推火箭牢固安装固定于运载火箭的舱壁上，并且在反推火箭工作后将反推火箭产生的反推轴力传递给运载火箭箭体结构，给予箭体分离所需的冲量。
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