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公开(公告)号：CN107327355A
公开(公告)日：2017-11-07
申请号：CN201710633106.9
申请日：2017-07-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F02K9/56
CPC classification number: F02K9/56
Abstract: 本发明涉及一种航天器推进剂管理方法，该方法首次提出在推进剂贮箱中设置起动篮装置，通过其蓄留与再充填，满足航天器多次起动推进剂管理需求，起动篮装置采用外框和排气管的结构设计，通过外框将推进剂蓄留在其内部，通过排气管将外框内的气体排出，实现推进剂的多次充填，进而满足发动机多次起动要求；同时本发明还对外框与排气管的结构形式进行优化设计，本发明方法适用于空间微重力环境下多次起动航天器的推进剂管理方法，保证贮箱出液不夹杂气体的同时，避免消耗过多的姿控推进剂用于沉底，同时降低航天器结构重量。
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公开(公告)号：CN113353294A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110674026.4
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种基于多边形同步限位机构的非火工星箭锁紧释放装置，包括滑动机构、分离机构、若干组锁紧机构；卫星安装在分离机构上方，分离机构周围布置滑动机构和若干组锁紧机构；滑动机构为锁紧机构提供限位，实现锁紧机构对分离机构的锁紧；滑动机构通过变形解除对锁紧机构的限位，锁紧机构对分离机构的锁紧力解除，卫星在分离机构的作用下实现分离。本发明为采用多边形同步限位连杆机构进行纯机械传动解锁的星箭锁紧释放装置，克服火工锁紧释放装置冲击大、污染多、不可重复使用等缺点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107327355B
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201710633106.9
申请日：2017-07-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F02K9/56
Abstract: 本发明涉及一种航天器推进剂管理方法，该方法首次提出在推进剂贮箱中设置起动篮装置，通过其蓄留与再充填，满足航天器多次起动推进剂管理需求，起动篮装置采用外框和排气管的结构设计，通过外框将推进剂蓄留在其内部，通过排气管将外框内的气体排出，实现推进剂的多次充填，进而满足发动机多次起动要求；同时本发明还对外框与排气管的结构形式进行优化设计，本发明方法适用于空间微重力环境下多次起动航天器的推进剂管理方法，保证贮箱出液不夹杂气体的同时，避免消耗过多的姿控推进剂用于沉底，同时降低航天器结构重量。
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公开(公告)号：CN109606750B
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201811347626.4
申请日：2018-11-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种面向微小卫星的低冲分离机构，包括底板(1)、驱动机构、若干分离解锁组件；驱动机构包括解锁驱动齿轮(4)、若干导向齿轮(5)，解锁驱动齿轮(4)安装在底板(1)中部，各导向齿轮(5)沿解锁驱动齿轮(4)周向分布；各组分离解锁组件分布在解锁驱动齿轮(4)周围，均安装在底板(1)上；锁定状态下，插销(12)分别插入支撑筒(2)、连接脚撑(3)两侧的通孔内，并通过挡板(10)限位。本发明克服火工分离机构的冲击大、污染多、不可重复使用的缺陷，采用多点锁紧、单点触发、同步解锁，解决了传统分离机构性能单一问题。
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公开(公告)号：CN117610155A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311550188.2
申请日：2023-11-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种适用于大热流推力室的异型冷却通道设计方法：在推力室壁面的物理域与计算域之间建立一一映射关系，基于推力室壁面的几何结构，生成推力室壁面势流随形网格；基于推力室壁面势流随形网格，调整势函数ξ曲线、流函数η曲线，得到冷却结构自适应网格；根据冷却结构自适应网格，生成m边形冷却通道，冷却通道的数量N与流函数η曲线的数量相同，冷却通道以冷却结构自适应网格中流函数η曲线为中心线；基于冷却结构自适应网格，计算每条m边形冷却通道内流体的沿程流阻和被冷却的推力室壁面的温度分布；构建目标函数和约束条件，调整冷却通道的数量N、多边形的边数m和每条冷却通道上每个网格节点的水力直径。
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公开(公告)号：CN113353294B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110674026.4
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种基于多边形同步限位机构的非火工星箭锁紧释放装置，包括滑动机构、分离机构、若干组锁紧机构；卫星安装在分离机构上方，分离机构周围布置滑动机构和若干组锁紧机构；滑动机构为锁紧机构提供限位，实现锁紧机构对分离机构的锁紧；滑动机构通过变形解除对锁紧机构的限位，锁紧机构对分离机构的锁紧力解除，卫星在分离机构的作用下实现分离。本发明为采用多边形同步限位连杆机构进行纯机械传动解锁的星箭锁紧释放装置，克服火工锁紧释放装置冲击大、污染多、不可重复使用等缺点。
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公开(公告)号：CN109606750A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811347626.4
申请日：2018-11-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种面向微小卫星的低冲分离机构，包括底板(1)、驱动机构、若干分离解锁组件；驱动机构包括解锁驱动齿轮(4)、若干导向齿轮(5)，解锁驱动齿轮(4)安装在底板(1)中部，各导向齿轮(5)沿解锁驱动齿轮(4)周向分布；各组分离解锁组件分布在解锁驱动齿轮(4)周围，均安装在底板(1)上；锁定状态下，插销(12)分别插入支撑筒(2)、连接脚撑(3)两侧的通孔内，并通过挡板(10)限位。本发明克服火工分离机构的冲击大、污染多、不可重复使用的缺陷，采用多点锁紧、单点触发、同步解锁，解决了传统分离机构性能单一问题。
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