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公开(公告)号：CN116541952A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310410703.0
申请日：2023-04-17
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了一种运载火箭整流罩内噪声环境快速预示方法，包括：获取运载火箭芯一级发动机喷口中心喷流总噪声；计算得到整流罩特征界面到芯一级发动机喷口所在界面的距离；计算得到整流罩特征界面处喷流外噪声；采用气动噪声经验公式，计算得到跨音速飞行阶段整流罩最大气动外噪声；基于整流罩特征界面处喷流外噪声、以及跨音速飞行阶段整流罩最大气动外噪声，计算得到整流罩最大声压级谱包络；基于整流罩最大声压级谱包络，结合整流罩舱段隔声量，计算得到整流罩内噪声。本发明所述方法可快速对新研运载火箭整流罩内噪声环境进行预示，解决新研运载火箭整流罩内噪声环境条件设计问题。
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公开(公告)号：CN116429463A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310274515.X
申请日：2023-03-20
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明公开了一种多参数可调的低温注气式蓄压器试验装置，包括：输送管、蓄压器、供气组件、蓄压器充气和排气组件、输送管增压和泄压组件、液氮换热器、恒温水浴、气体组分测量密闭容器、真空泵、测量控制系统。本发明能够适用于大容积低温注气式蓄压器性能参数影响研究，可实现但不限于输送管压强变化率在0～30kPa/s范围内调节，有效考核变背压条件下注气式蓄压器在不同充气流量、充气温度、排气孔径、环境背压等参数下的工作性能，同时获得注气式蓄压器内低温液体损失流量、损失总量以及工作过程中注气式蓄压器内部的液面波动情况。
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公开(公告)号：CN110230954B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN201910465266.6
申请日：2019-05-30
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： F42B10/14 , F16H21/16 , F16H57/021 , F16H57/022 , F16H57/023
摘要： 本发明提供了一种航天运输器用栅格舵传动机构，它包括支撑柱体、壁板、作动器、主轴、摇杆、隔圈、大锁紧螺母、小锁紧螺母、端盖、销盖、两个特制销、调整垫片、双列满装滚子轴承、两个圆锥滚子角接触轴承。支撑柱体一端与壁板连接，一端与端盖连接。主轴轴向上依次串联安装双列满装滚子轴承、大锁紧螺母、摇杆、隔圈、两个圆锥滚子角接触轴承、小锁紧螺母。主轴可在三个轴承的共同支撑下自由转动。摇杆的键槽与主轴上的键槽配合。作动器固定杆通过特制销与壁板连接，作动杆通过特制销与摇杆连接。作动器的作动杆轴向伸缩带动摇杆，进而带动主轴转动。
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公开(公告)号：CN117473724A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311377886.7
申请日：2023-10-23
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种箱式发射火箭一、二子级分离动力学等效验证方法，包括火箭级间竖直两体分离自由运动等效成水平单体分离运动、水平分离单体等效质量计算、三个侧向载荷等效为一个水平载荷、分离动力学等效验证方法、测试结果判读。本发明通过加速度相等，将箱式发射火箭一、二子级两体垂直分离动力学等效为一端固定一端运动的单体动力学；计算火箭所有载荷在分离面处的等效力和力矩，将分离面处的等效力和力矩等效为运动端的侧向力、基于气浮平台，将级间竖直两体分离自由运动等效成水平单体分离运动、通过测量分离体的位移、求解分离体速度，基于判读原则，分析出分离能力。
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公开(公告)号：CN116561886A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310410706.4
申请日：2023-04-17
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06F18/20 , G06F123/02
摘要： 本发明公开了一种基于时序分析的固液火箭设备纵向正弦条件设计方法，包括：获取液体发动机地面试车时发动机上常平座或机架与舱段对接处振动响应时域曲线、以及固体发动机地面试车时固体发动机后裙处振动响应时域曲线；对获取的两个振动响应时域曲线分别进行预处理，得到第一、第二冲击响应谱等效正弦数据；对第一、第二冲击响应谱等效正弦数据进行包络；依据纵向传递特性，得到固液捆绑运载火箭其他各舱段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级；基于安全系数T，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、方案初期快速给出固液捆绑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：CN110160407B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201910440241.0
申请日：2019-05-24
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明公开一种运载火箭子级落区范围控制系统，包括栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信息接收系统。在控制单元对姿态、位置、速度等测量信息的解算下，通过发送指令控制伺服机构偏转舵面，实现运载火箭子级姿态稳定，并导引其向目标落区飞行着陆；通过遥测系统和地面信息接收系统对子级再入飞行信息的进行测量和接收，实时监测子级状态信息。所述系统综合本发明公开的飞行控制时序和流程，使其具备对运载火箭改动量少、对运载能力损失小、不影响运载火箭主任务飞行安全、可大幅缩小运载火箭子级落区范围、实时监测子级返回信息等优点。
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公开(公告)号：CN117007343A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310273582.X
申请日：2023-03-20
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明提供一种注气式蓄压器流动状态试验装置及测试方法。该试验装置的特征在于包括：注气式蓄压器本体(26)、贮罐(11)、增压控制组件(37)、蓄压器充气组件(38)、加注泄出组件(39)、循环供给组件(40)、供配气组件(41)、测量控制组件(42)；所述增压控制组件(37)为贮罐(11)控制提供不同流量的增压气体，实现贮罐(11)压力的稳定控制；所述蓄压器充气组件(38)为注气式蓄压器本体(26)提供恒定流量的增压气体；所述加注泄出组件(39)为贮罐(11)和注气式蓄压器本体(26)提供液体的加注和泄出。本发明能够测试输送管内液体流动状态变化对注气式蓄压器性能的影响，能够可靠验证注气式蓄压器在液体流动工况下的工作性能。
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公开(公告)号：CN116562078A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310411943.2
申请日：2023-04-17
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/10
摘要： 本发明公开了一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，包括：获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声Za和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声Zb；根据Za和Zb，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声Ztol；根据Ztol，计算得到舱段外噪声Zi；根据多发动机捆绑火箭舱段几何构型，建立舱段对应的有限元仿真计算模型；基于Zi，计算得到噪声声压功率谱密度S(fc)；将计算得到的S(fc)作为建立的舱段对应的有限元仿真计算模型的噪声输入激励，开展舱段随机振动环境仿真预示。本发明所述方法可对多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境进行精细化预示，为多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境条件设计与改善提供有效的解决途径。
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公开(公告)号：CN116220950A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310167937.7
申请日：2023-02-24
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明公开了一种发动机喷流声效率影响因子确定方法及装置，包括发动机总机械功率计算；发动机试车时布置一定数量声压级测点，对每个测点进行基于发动机试车的声压级测量和总声功率计算；根据发动机总声功率和发动机总机械功率的比值，确定每个测点声效率影响因子；对多个声效率影响因子取均值，作为本发动机的声效率影响因子。本发明的一种发动机喷流声效率影响因子确定方法，可确定各类发动机的喷流声效率影响因子，为后续精确应用喷流噪声工程预示方法、新型号喷流噪声快速预示提供支撑。
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公开(公告)号：CN110230954A
公开(公告)日：2019-09-13
申请号：CN201910465266.6
申请日：2019-05-30
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： F42B10/14 , F16H21/16 , F16H57/021 , F16H57/022 , F16H57/023
摘要： 本发明提供了一种航天运输器用栅格舵传动机构，它包括支撑柱体、壁板、作动器、主轴、摇杆、隔圈、大锁紧螺母、小锁紧螺母、端盖、销盖、两个特制销、调整垫片、双列满装滚子轴承、两个圆锥滚子角接触轴承。支撑柱体一端与壁板连接，一端与端盖连接。主轴轴向上依次串联安装双列满装滚子轴承、大锁紧螺母、摇杆、隔圈、两个圆锥滚子角接触轴承、小锁紧螺母。主轴可在三个轴承的共同支撑下自由转动。摇杆的键槽与主轴上的键槽配合。作动器固定杆通过特制销与壁板连接，作动杆通过特制销与摇杆连接。作动器的作动杆轴向伸缩带动摇杆，进而带动主轴转动。
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