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公开(公告)号：CN107229781A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710356976.6
申请日：2017-05-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所 , 上海航天设备制造总厂
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 本发明提供了一种基于人机仿真的运载火箭数字化总装方法包括：完成仿真类型划分、指定仿真任务颗粒度；准备仿真所需要的模型；根据任务需要完成模型装配，根据任务需求分别完成仿真；根据仿真中发现的问题提出安装方案、试安装要求及地面设备保障条件；测试和解决仿真中遇到的风险点和不可虚拟模拟的部分。本发明解决了全箭研制过程中存在的重大复杂环境下的总装设计问题，通过虚拟的交互操作，实现可加工性、可装配性、可操作性、可维护性等性能的虚拟仿真验证，从而缩短了总装设计周期，减少了实物产品试安装，大幅降低了总装研制成本，避免因前期方案设计不合理导致的后续方案颠覆。
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公开(公告)号：CN115817850A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211280841.3
申请日：2022-10-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的一箭十七星卫星布局构型，主承力结构采用支承舱+筒段的结构形式，主承力结构包括依次连接的上筒段、下筒段和支承舱，在上筒段的上端面上安装有支承梁；十七星包括六颗微型卫星和十一颗小型卫星；六颗微型卫星布置在支承舱外侧壁上；十一颗小型卫星中，五颗小型卫星布置在下筒段外侧壁上，五颗小型卫星布置在上筒段外侧壁上，一颗小型卫星通过支承梁安装在上筒段的上端面上。本发明充分利用支承舱侧壁空间和主承力结构进行卫星布局，减少了结构重量；卫星采用侧壁周向均布，卫星分离方案简单、安全性高；采用上下筒段结构，大大提升了星箭联合操作的便利性，解决了现有多星布局结构重量重，分离方案复杂、星箭联合操作性差等问题。
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公开(公告)号：CN115930738A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211280801.9
申请日：2022-10-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的火箭液体发动机摇摆动态间隙检查装置包括支承架、固定杆、合成纤维带，吊葫芦；将发动机舱和发动机机架固定在支承架上，发动机舱和发动机机架安装后处于悬空状态；固定杆安装于支承架上，安装到发动机喷管对应高度；吊葫芦一端固定在固定杆上，另一端通过合成纤维带连接发动机，通过拉动发动机喷管四个方向的吊葫芦，可以实现发动机喷管360°范围内摆动。本装置可实现发动机喷管360°范围摇摆，摇摆过程可控，可根据间隙情况实时调整发动机摇摆速度，对发动机摇摆过程中与箭上产品之间的动态间隙进行真实全面的检查，有效避免了火箭飞行过程中因发动机摇摆与发动机舱内其他设备及结构碰撞的风险。
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公开(公告)号：CN116952074A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310934648.5
申请日：2023-07-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及捆绑火箭固体助推器精确调整安装装置及安装方法，装置包括助推器尾部精确调整安装装置和助推器前部精确调整安装装置；助推器尾部精确调整安装装置包括拉绳、拉力换向装置和拉力放大装置；拉力换向装置和拉力放大装置均与拉绳连接，拉绳一端连接于固体助推器尾部，拉绳另一端为施加拉力端；助推器前部精确调整安装装置为可伸缩连杆，可伸缩连杆的两端分别与助推器前部和芯级连接。助推器位置粗调到位后，通过拉力换向装置与拉力放大装置实现助推器尾部位置的精确调整，直至后捆绑机构实现助推与芯级的对接安装；通过两个助推器前部精确调整安装装置进行助推器前部位置精调，逐一连接助推与芯级间的连杆，实现助推器前部与芯级的安装。
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公开(公告)号：CN113324444A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110448763.2
申请日：2021-04-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种运载火箭卫星整流罩空调送风口导流结构，包括导流板[1]、导流头[2]、连接支架[3]；导流板[1]为圆柱面形状，导流头[2]的形状为部分球面，且导流头[2]安装在导流板[1]上形成一个整体；该整体通过连接支架[3]与整流罩[4]连接，且导流头[2]所在球面的球心位于整流罩上空调送风管[5]的轴线上；导流板[1]所在圆柱面的轴线与整流罩的轴线重合，且在空调风方向上导流板[1]的投影为一圆形，该圆形直径为D。该导流结构能有效解决空调风直吹、罩内温度不均及卫星整流罩内壁结露问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106481482B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201510528975.6
申请日：2015-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明涉及一种小型液体发动机的防热导流结构,包括导流筒和防回火挡板。本发明产品采用高硅氧酚醛树脂复合材料模压方式成型，安装于舱体内小型液体姿轨控发动机喷管出口处，通过身部法兰与舱体连接，将发动机尾焰喷流导引至舱体外部，并在产品端面处安装了挡火板，防止真空状态发动机尾焰扩张后，导致回火而影响舱体内产品正常工作。本发明安装时不与发动机喷管直接接触，且产品导热率低、耐烧蚀，解决了必须安装在舱体内的小型液体发动机工作时尾焰喷流影响区域内产品正常工作的问题。
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公开(公告)号：CN116858025A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310955548.0
申请日：2023-08-01
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭舱段并行送风装置，包括：压缩空气气源、减压阀、地面管路、过滤器、调温装置、压力传感器、温度传感器、管路分离连接器、三向阀、箭上管路、节流圈、环管，其中，管路分离连接器包括管路分离连接器插头和管路分离连接器插座；压缩空气气源、减压阀、地面管路、过滤器、调温装置、压力传感器、温度传感器、管路分离连接器插头为地面部分，管路分离连接器插座、三向阀、箭上管路、节流圈、环管为箭上部分，共同作用成功解决了某两型运载火箭的冬季低温发射一二级发动机舱温度保障问题，较大提升运载火箭低温发射能力。
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公开(公告)号：CN116683230A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310802906.4
申请日：2023-06-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: H01R13/533
Abstract: 本发明涉及电连接器热防护结构领域，具体地，涉及一种适用于运载火箭的电连接器热防护结构，包括，电连接器，所述电连接器外侧套设有绝热防护罩，所述绝热防护罩同时向电连接器尾部的电缆处进行延伸，所述绝热防护罩外侧贴覆有铝箔胶带，所述铝箔胶带外侧采用不锈钢丝绑扎固定。与现有技术相比，本申请提出的技术方案具有如下的有益效果：本发明通过电连接器外侧设置陶瓷化硅橡胶绝热防护罩、铝箔胶带的热防护措施，相对现行的电连接器包覆高温绝热带和聚酰亚胺镀铝薄膜措施，可实现电连接器快速防热实施，消除防热失效风险，热防护结构可靠性高；电连接器防热实现轻量化，有利于提升运载火箭运载能力。
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公开(公告)号：CN116682606A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310794668.7
申请日：2023-06-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: H01B7/29 , H01R13/533
Abstract: 本发明涉及一种适用于运载火箭的防热一体化电缆，属于电缆热防护结构设计领域；包括耐高温防热一体化芯线、无碱玻璃纤维绝热套管，电缆芯线采用耐高温芯线，提升电缆自身热环境适应能力，电缆芯线束外侧套无碱玻璃纤维套管，实现电缆芯线束保形，提升电缆使用过程中耐磨能力。本发明成功解决了某两型运载火箭的二级底部和三级底部电缆热防护问题，同时达到了热防护结构一体化、结构轻量化、高可靠性的要求。
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公开(公告)号：CN116428921A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310389899.X
申请日：2023-04-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B35/00
Abstract: 一种固体捆绑火箭地面分离试验方法，所述地面分离试验中分离助推器竖直采用状态进行分离试验考核，试验箭体包括分离助推器、相邻两侧的不分离助推器和模拟芯级，其特征在于，包括：首先完成分离助推器质量特性测量和地面分离试验仿真预示；然后布置地面防护区域，芯级及助推模拟件安装，助推试验件安装；再完成分离火工品及传感器安装，完成产品状态及地面测试系统联合调试、口令合练及状态确认；最后进行点火试验，试验结束完成试验后处理及数据结果分析。
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