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公开(公告)号：CN116796587A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310477042.3
申请日：2023-04-27
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
摘要： 一种固液捆绑火箭结构简化建模方法，包括：建立火箭结构三维有限元模型，火箭结构三维有限元模型包括箭体主结构模型和次级结构模型；针对箭体主结构模型，根据所述箭体主结构模型的类型，将所述类型的箭体主结构模型简化为低维度模型；针对箭体次结构模型，根据所述箭体次结构模型的类型，将所述类型的箭体次结构模型简化为质点单元模型；将全部箭体的各主结构模型和各次级结构模型进行简化，将所得到的所述低维度模型和所述质点单元模型依照所述火箭结构三维有限元模型的对应关系连接得到火箭结构简化模型。
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公开(公告)号：CN109050989B
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN201810999477.3
申请日：2018-08-29
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明公开了一种双星点式适配器，包括方柱段、锥段和支架；方柱段为横截面为方形的长柱金属铆接结构，包括纵梁和方形框，纵梁连于锥段的上端面形成方柱段的整体方形框架，并沿方柱段上设有若干个所述的方形框；锥段为上方下圆的一体成型混合直接过渡的金属结构，其下端面连接运载火箭圆形舱体；支架对称地安装于方形框与纵梁交汇的直角外侧，其中，位于方柱段两侧的支架提供对称地设置两颗卫星的安装端，而在两颗卫星之间的方柱段的侧面空间由支架还提供设置星箭连接分离装置的安装端。本发明将卫星载荷通过支架沿方柱段传递，并通过锥段均匀扩散到其下端面，具有重量轻、安装操作空间大、结构简洁、工艺性好、集中力扩散空间大等特点。
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公开(公告)号：CN116642752A
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202310616735.6
申请日：2023-05-29
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明涉及一种夹块压紧和拉脱力测试装置，属于运载火箭与有效载荷、航天器等之间测试领域；包括顶块试件、夹块、压块、压力传感器、防扭柱、加载螺栓、回形框和拉力环；回形框为竖直放置的矩形框架结构；顶块试件水平安装在回形框的底部上表面；夹块对应设置在顶块试件的上方；压块设置在夹块的上方；压力传感器设置在压块的上方；防扭柱设置在压力传感器的上方；加载螺栓设置在回形框的上方，且加载螺栓竖直向下穿过回形框与防扭柱顶部接触；拉力环水平套装在夹块的外侧；本发明的夹块压紧和拉脱力测试装置可以模拟夹块安装和受力形式，具有正压力可调、可重复利用、体积小、操作方便、成本低等优点。
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公开(公告)号：CN110727251B
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN201910925285.2
申请日：2019-09-27
申请人： 大连理工大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G05B19/418
摘要： 本发明公开了一种气‑液路耦合推进系统运载火箭的Pogo系统建模方法，建立燃气发生器、涡轮、燃气导管、气‑液型推力室等气体部件的二阶动力学模型，与建立的液路部分二阶动力学方程组装成完整的推进系统，从而建立起基于状态空间法的包含气路特性的Pogo状态空间模型。与传统的传递矩阵法相比，可以在计算推进系统频率的同时给出阻尼比；与传统的迭代法相比，状态空间法计算效率更高，而且不受迭代初值的影响，不会漏根；状态方程法可以考虑多模态、多耦合点、芯级与助推耦合作用等更多因素，结果更为精确。
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公开(公告)号：CN116858470A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310616721.4
申请日：2023-05-29
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 一种航天器振动试验扭转载荷加载装置，龙门架作为支撑件；轴承支架安装在龙门架上，轴承支架上设有一对轴承槽，每个轴承槽内安装一个轴承；转盘上设有凹槽，转盘安装在承力轴中间，承力轴的两端各穿过一个轴承；承力销用于与被测试验件连接；拉绳组件分为两段，第一段拉绳组件的两端分别与承力销和拉力弹簧连接，第二段拉绳组件的一端与拉力弹簧连接，另一端绕过转盘后与拉杆托盘连接，配重块置于拉杆托盘上；转盘上设有凹槽，便于第二段拉绳组件稳定绕过；通过调整龙门架的高度和方位，使得转盘上端凹槽、承力销、被测试验件质心均处于同一水平面，且承力销、第一段拉绳组件、拉力弹簧、第二段拉绳组件的局部、转盘上端凹槽处于呈直线状态。
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公开(公告)号：CN116663247A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310496112.X
申请日：2023-05-05
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/14
摘要： 本发明提出了一种固体火箭发动机柔性接头三维模型修正方法，属于运载火箭领域。所述方法基于固体火箭发动机模态试验，对柔性接头三维模型进行网格重构和材料属性修正，获取柔性接头动力学修正模型，从而实现全箭动特性的高效、准确预示。解决了当前本领域缺乏柔性接头三维模型修正方法的问题。本发明可应用于固体运载火箭、固体捆绑运载火箭的模型修正。
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公开(公告)号：CN116151027A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310349160.6
申请日：2023-03-31
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明公开了一种针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置，选定火箭基准点，在所述基准点设置基准加速度计和基准陀螺；选定斜率待测点，在所述待测点设置陀螺仪；选定试验模态阶次，对火箭箭体施加所述模态阶次定频正弦力激振，激振频率等同于该阶次模态频率；根据所述准加速度计、所述基准陀螺、所述待测点陀螺仪的测量值，计算基准点位移幅值为u，待测点角位移幅值为θ，基准点角速率相位为φ1，待测点角速率相位为φ2；确定全箭模态横向振动斜率根据待测陀螺和基准陀螺角速率的相位差Δφ＝φ2‑φ1，判断横向振动斜率值的正负符号,Δφ＜900则符号为负，Δφ≥900则符号为正。本发明可应用于捆绑火箭的动力学分析和俯仰、偏航、滚转多通道姿控设计。
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公开(公告)号：CN110727251A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910925285.2
申请日：2019-09-27
申请人： 大连理工大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G05B19/418
摘要： 本发明公开了一种气-液路耦合推进系统运载火箭的Pogo系统建模方法，建立燃气发生器、涡轮、燃气导管、气-液型推力室等气体部件的二阶动力学模型，与建立的液路部分二阶动力学方程组装成完整的推进系统，从而建立起基于状态空间法的包含气路特性的Pogo状态空间模型。与传统的传递矩阵法相比，可以在计算推进系统频率的同时给出阻尼比；与传统的迭代法相比，状态空间法计算效率更高，而且不受迭代初值的影响，不会漏根；状态方程法可以考虑多模态、多耦合点、芯级与助推耦合作用等更多因素，结果更为精确。
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公开(公告)号：CN109050989A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201810999477.3
申请日：2018-08-29
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明公开了一种双星点式适配器，包括方柱段、锥段和支架；方柱段为横截面为方形的长柱金属铆接结构，包括纵梁和方形框，纵梁连于锥段的上端面形成方柱段的整体方形框架，并沿方柱段上设有若干个所述的方形框；锥段为上方下圆的一体成型混合直接过渡的金属结构，其下端面连接运载火箭圆形舱体；支架对称地安装于方形框与纵梁交汇的直角外侧，其中，位于方柱段两侧的支架提供对称地设置两颗卫星的安装端，而在两颗卫星之间的方柱段的侧面空间由支架还提供设置星箭连接分离装置的安装端。本发明将卫星载荷通过支架沿方柱段传递，并通过锥段均匀扩散到其下端面，具有重量轻、安装操作空间大、结构简洁、工艺性好、集中力扩散空间大等特点。
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