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公开(公告)号：CN115649492A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211339092.7
申请日：2022-10-28
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 一种基于能量‑流体匹配设计的低温推进剂集成流体系统，氢贮箱模块、氧贮箱模块分别用于贮存液氢和液氧，同时实现氢氧的自生增压功能；氢流体泵模块、氧流体泵模块分别用于将液氢和液氧从贮箱中抽取并提升其压力以供给换热器；氢气瓶模块、氧气瓶模块分别用于贮存气氢和气氧，同时可以为内燃机模块、推力器模块、氢贮箱模块、氧贮箱模块提供气氢和气氧；氢氧联合换热器模块用于对液氢、液氧及内燃机冷却液进行换热，使得液氢和液氧气化变为气氢和气氧贮存在气瓶中；内燃机模块用于燃烧气氢和气氧并带动发电机发电，贮存在蓄电池中，同时通过内燃机冷却液对汽缸壁进行冷却；推力器模块用于燃烧气氢和气氧提供推力，实现飞行器的姿态控制。
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公开(公告)号：CN114688926A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202210288798.9
申请日：2022-03-22
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种运载火箭健康检测验证评估系统和方法，该系统包括：运载火箭健康表征及影响评估模块、健康检测和故障诊断验证评估模块和运载火箭关键系统和部件健康管理算法库模块。本发明通过构建运载火箭健康表征参数体系，开发运载火箭健康表征及影响评估模块，准确、有效和全面的表征出系统完成任务的能力；依托于新型智能算法实现健康表征、健康检测和故障诊断，开发运载火箭关键系统和部件健康管理算法库模块；通过对系统实时参数、历史数据、调试及实验过程等各个阶段收集的数据进行分析处理，搭建健康检测和故障诊断验证评估模块，具备对关键系统与部件健康管理设计和验证的能力。
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公开(公告)号：CN109270955B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201811279414.7
申请日：2018-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法，建立了考虑关节质心偏置因素的机械臂驱动的飞行器位姿耦合运动学模型，同时考虑了初始线动量和角动量的影响，作为控制律设计的模型基础。根据飞行器的初始位姿误差，基于多项式方法确定参考位姿有限时间收敛轨迹，其中，所确定的多项式系数需满足关节角、关节角速度与关节角加速度约束。本发明所提出的飞行器位姿快速稳定控制方法无需消耗化学推进剂，能够提升在轨飞行器的使用寿命；本发明所提出的快速稳定控制方法能够确保飞行器位姿误差在合理给定的时间内收敛，动态性能好，同时能够保证机械臂关节运动满足角约束、角速度约束以及角加速度约束。
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公开(公告)号：CN107989714B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201711155325.7
申请日：2017-11-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种基于微波的热转换管、制作方法及热力推进系统，属于能量转换技术领域。所述基于微波的热转换管，包括微波吸收管和嵌套在所述微波吸收管内的支撑管，所述微波吸收管用于吸收微波，内径为1‑10mm，壁厚为所述微波波长的四分之一的整数倍，所述支撑管用于承受液态气体膨胀压力。本发明利用该热转换管加热液态气体，通过将高温液态气体喷出，可产生KN量级的推进力，可以替代传统化学推进方式，避免了因携带燃料和氧化剂导致的飞行器重量的增加。
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公开(公告)号：CN107972843B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201711100046.0
申请日：2017-11-09
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统，包括机身(1)、机翼(2)、上尾翼(3)、下尾翼(8)、副翼(28)；机翼(2)位于在机身上蒙皮(12)中部，与机翼机身连接框(15)固定，机翼(2)安装副翼(28)；上尾翼(3)安装在机身上蒙皮(12)尾锥段并与尾翼安装框(16)固定连接，上尾翼(3)上安装方向舵；下尾翼(8)安装在尾锥下蒙皮(6)上并与下尾翼安装框(7)固定。本发明除极少数承受冲击载荷结构外，所有主承力结构均采用复合材料，与以往该类型无人机结构技术相比，巧妙地利用了复合材料的材料特性，满足小型高速无人机全复合材料结构承载、功能要求，低成本、高可维护性。
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公开(公告)号：CN106441700B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201610840014.3
申请日：2016-09-21
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01L19/06
摘要： 本发明公开了一种瞬态冲击压力脉动传感器及其测量方法，该传感器包括毛细管、侧向冲刷管、存水腔、导水管、稳压腔和压力传感器单元；其中由于在压力传感器单元和测压点之间设置了毛细管和稳压腔，可以利用毛细管内的水柱作为阻尼段，用于阻尼瞬态压力冲击，从而确保在使用常规压力传感器单元进行压力测试时，即能确保测量精度，也可以承载瞬态压力冲击；而且在稳压腔侧壁设置了侧向冲刷管、存水腔和导水管，可以向毛细管内冲水，将毛细管内部的气泡冲出，从而防止测量过程中气泡进入毛细管，具有更好的冲击阻尼效果。
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公开(公告)号：CN109270955A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201811279414.7
申请日：2018-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种基于机械臂驱动的飞行器位姿耦合快速稳定控制方法，建立了考虑关节质心偏置因素的机械臂驱动的飞行器位姿耦合运动学模型，同时考虑了初始线动量和角动量的影响，作为控制律设计的模型基础。根据飞行器的初始位姿误差，基于多项式方法确定参考位姿有限时间收敛轨迹，其中，所确定的多项式系数需满足关节角、关节角速度与关节角加速度约束。本发明所提出的飞行器位姿快速稳定控制方法无需消耗化学推进剂，能够提升在轨飞行器的使用寿命；本发明所提出的快速稳定控制方法能够确保飞行器位姿误差在合理给定的时间内收敛，动态性能好，同时能够保证机械臂关节运动满足角约束、角速度约束以及角加速度约束。
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公开(公告)号：CN107989714A
公开(公告)日：2018-05-04
申请号：CN201711155325.7
申请日：2017-11-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种基于微波的热转换管、制作方法及热力推进系统，属于能量转换技术领域。所述基于微波的热转换管，包括微波吸收管和嵌套在所述微波吸收管内的支撑管，所述微波吸收管用于吸收微波，内径为1-10mm，壁厚为所述微波波长的四分之一的整数倍，所述支撑管用于承受液态气体膨胀压力。本发明利用该热转换管加热液态气体，通过将高温液态气体喷出，可产生KN量级的推进力，可以替代传统化学推进方式，避免了因携带燃料和氧化剂导致的飞行器重量的增加。
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公开(公告)号：CN107975304A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711158941.8
申请日：2017-11-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种基于联动机构的口盖锁装置，包括设置在口框上的锁孔以及设置在口盖上的限位块、锁芯、弹簧、连杆、锁杆和导向环。本发明采用双滑块机构，锁芯为一个滑块，锁杆为另一个滑块，在解锁结构的作用下，本口盖锁装置将垂直于口盖平面的锁芯直线运动，通过连杆的传递转化为口盖平面平行的锁杆直线运动，解锁结构头部耳片厚度根据锁芯解锁行程设计，锁芯运动到位后，解锁结构在中间弹簧的作用下自动张开，减少人为判断解锁到位的环节，简化了解锁操作。
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