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公开(公告)号：CN118329754A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202311079579.0
申请日：2023-08-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本申请实施例提供一种用于航天系统的表界面粘着磨损机理研究方法，同一表面/界面状态下，正压力对航天分离系统粘着磨损的影响机制研究方法；材料/表处状态对航天分离系统的粘着磨损影响机制研究方法；微观表面形貌对航天分离系统的摩擦学行为影响规律研究方法。本发明解决了航天系统粘着磨损现象的机理研究问题，减弱或抵抗航天系统表界面粘着磨损现象，从而提高航天分离系统的设计可靠性。
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公开(公告)号：CN114593644A
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210089525.1
申请日：2022-01-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 一种用于限制平面舵偏转与抖振的抑制锁定机构，包括限位板(1)、固定板(2)、轴销(3)、解锁扭簧(4)、垫片组(6)、缓冲垫(7)；限位板(1)和固定板(2)通过轴销(3)与解锁扭簧(4)连接，在解锁扭簧(4)作用力下，具有向固定板(2)扭动的趋势；缓冲垫(7)安装在限位板(1)上，锁定状态下用于缓冲平面舵抖振；垫片组(6)位于缓冲垫(7)和限位板(1)之间，用于提高缓冲垫(7)与平面舵形面配合度；限位板(1)与平面舵相邻部分采用L型，L型部分插入平面舵与箭体之间的间隙并抵住平面舵，对限位板(1)绕轴销(3)转向固定板(2)的运动产生约束，用于限制平面舵偏转、抑制抖振，实现锁定功能。
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公开(公告)号：CN114593643A
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210088298.0
申请日：2022-01-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F42B10/02
摘要： 本发明公开了一种双铰杆式空气舵锁定解锁和抖振抑制机构，包括：安装基座、左侧轴系、拔销器组件、连杆、锁舵轴系和右侧轴系；其中，所述左侧轴系的一端、所述拔销器组件的一端、所述锁舵轴系的一端和所述右侧轴系的一端均设置在所述安装基座上；所述左侧轴系的另一端与所述连杆的一端相连接，所述连杆的另一端穿过锁舵轴系的另一端与所述右侧轴系的另一端相连接；所述拔销器组件的另一端与所述左侧轴系相连接。本发明飞行时可以锁定舵且降低冲击响应，并可以在飞行和地面需要解锁时，分别通过作动和手动达到解锁目的。
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公开(公告)号：CN114124656A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111284820.4
申请日：2021-11-01
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： H04L41/0631 , H04L41/0668 , H04L43/08 , H04L67/12 , H04L67/30 , G06F8/71 , G06F9/4401 , G06F9/50 , H04L12/40
摘要： 本发明公开了一种运载火箭地面一体化测控系统，包括：网络通信模块、指令解析模块、心跳检测模块、总线通信模块、功能模块、故障诊断模块和主从切换模块；其中，所述网络通信模块接收到上位机的指令后，将接收到的指令发送至指令解析模块；所述指令解析模块将指令与预设配置文件进行比对，配置文件中有指令与具体内容的映射表，比对得到具体的指令内容，根据指令内容调用功能模块中的与指令内容相对应的模块。本发明实现了不同功能对应不同模块，通过不同的模块实现不同的功能，模块之间相互独立，方便功能的拓展和裁剪。
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公开(公告)号：CN104296596B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410438852.9
申请日：2014-08-29
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 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测发控流程指挥系统及方法，包括火箭指挥主控微机、火箭指挥副控微机、控制系统主控微机、控制系统副控微机、动力系统主控微机、动力系统副控微机、测量系统主控微机、测量系统副控微机和网络交换机，这些微机之间均通过网络交换机相连接。本技术发明采用冗余指挥微机系统，在测试与发射过程中，当主控微机出现故障能够快速切换到副控微机完成后续测试与发射控制任务，同时提高了运载火箭流程指挥自动化测试；在主控微机与副微机之间采用心跳状态信息，连续交换两台微机的各项测试与指挥状态，当主控微机发生故障时，快速切换到副控微机，实现了精确控制指挥流程，提高了指挥控制流程可靠性。
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公开(公告)号：CN104296596A
公开(公告)日：2015-01-21
申请号：CN201410438852.9
申请日：2014-08-29
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 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测发控流程指挥系统及方法，包括火箭指挥主控微机、火箭指挥副控微机、控制系统主控微机、控制系统副控微机、动力系统主控微机、动力系统副控微机、测量系统主控微机、测量系统副控微机和网络交换机，这些微机之间均通过网络交换机相连接。本技术发明采用冗余指挥微机系统，在测试与发射过程中，当主控微机出现故障能够快速切换到副控微机完成后续测试与发射控制任务，同时提高了运载火箭流程指挥自动化测试；在主控微机与副微机之间采用心跳状态信息，连续交换两台微机的各项测试与指挥状态，当主控微机发生故障时，快速切换到副控微机，实现了精确控制指挥流程，提高了指挥控制流程可靠性。
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公开(公告)号：CN114118219A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111284811.5
申请日：2021-11-01
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06K9/62
摘要： 本发明公开了一种基于数据驱动的长期加电设备健康状态实时异常检测方法，该方法包括如下步骤：步骤一：对长期加电设备采集到的加电设备数据，进行数据处理得到观测数据，将观测数据进行转换或增强处理，得到有效测量数据；步骤二：对步骤一中的有效测量数据进行降维处理得到降维处理后的数据，对降维处理后的数据采用随机森林模型和相关性分析选取重要变量；步骤三：根据步骤二筛选得到的重要变量通过时域特征提取以及频域特征提取得到寿命特征；对寿命特征进行平滑处理得到加电设备寿命特征；步骤四：根据步骤三中的加电设备寿命特征，采用基于多变量聚类与主成分分析的故障趋势预测算法得到故障因子；步骤五：根据步骤三计算得到的加电设备寿命特征,建立故障预测模型。本发明提高了预测准确性和模型的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN104298831B
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201410572973.2
申请日：2014-10-23
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种应用于弹簧生产和装配的三维挠性建模方法，该方法是一种基于参数驱动的建模方法，通过建立弹簧的一个三维模型，同时实现弹簧自由状态和压缩状态的控制，与传统技术上零件模型和装配模型作为两个分离的模型相比，本发明能够更清晰地指导生产和装配，为运载火箭分离弹簧组件的机构运动学仿真奠定基础。
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公开(公告)号：CN114593643B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202210088298.0
申请日：2022-01-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F42B10/02
摘要： 本发明公开了一种双铰杆式空气舵锁定解锁和抖振抑制机构，包括：安装基座、左侧轴系、拔销器组件、连杆、锁舵轴系和右侧轴系；其中，所述左侧轴系的一端、所述拔销器组件的一端、所述锁舵轴系的一端和所述右侧轴系的一端均设置在所述安装基座上；所述左侧轴系的另一端与所述连杆的一端相连接，所述连杆的另一端穿过锁舵轴系的另一端与所述右侧轴系的另一端相连接；所述拔销器组件的另一端与所述左侧轴系相连接。本发明飞行时可以锁定舵且降低冲击响应，并可以在飞行和地面需要解锁时，分别通过作动和手动达到解锁目的。
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公开(公告)号：CN114124656B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202111284820.4
申请日：2021-11-01
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： H04L41/0631 , H04L41/0668 , H04L43/08 , H04L67/12 , H04L67/30 , G06F8/71 , G06F9/4401 , G06F9/50 , H04L12/40
摘要： 本发明公开了一种运载火箭地面一体化测控系统，包括：网络通信模块、指令解析模块、心跳检测模块、总线通信模块、功能模块、故障诊断模块和主从切换模块；其中，所述网络通信模块接收到上位机的指令后，将接收到的指令发送至指令解析模块；所述指令解析模块将指令与预设配置文件进行比对，配置文件中有指令与具体内容的映射表，比对得到具体的指令内容，根据指令内容调用功能模块中的与指令内容相对应的模块。本发明实现了不同功能对应不同模块，通过不同的模块实现不同的功能，模块之间相互独立，方便功能的拓展和裁剪。(56)对比文件张佳宁;吴燕茹;祝伟;朱瓅.新一代运载火箭一体化供电测控系统设计.计算机测量与控制.2017,(09),全文.
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