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公开(公告)号：CN105571632A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201410526247.7
申请日：2014-10-09
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： 本发明属于航天器结构技术领域，涉及一种适应于柔性导爆索分离装置的设计鉴定试验方法，具体涉及柔性导爆索分离装置试验件状态、试验项目、试验边界等，是一种合理、全面、有效的验证设计状态正确性的试验方法。该方法如下：柔性导爆索分离装置7采用1:1试验件和平板试验件相结合的方法进行设计鉴定试验；1:1试验件模拟航天飞行器飞行过程中各环境条件，试验项目包括：温度循环、半正弦冲击、正弦扫描、随机振动，完成上述试验后分组进行高温1、低温和常温发火；平板试验件补充完成其它的环境条件，分多个支路：①2m跌落；②高温贮存；③温度-湿度-高度、震动和加速度等序贯试验；④12m跌落；完成前三个支路试验后分组进行高温2、低温和常温发火。
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公开(公告)号：CN104406726A
公开(公告)日：2015-03-11
申请号：CN201410602234.3
申请日：2014-10-31
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： 本发明属于飞行器分离装置领域，具体涉及一种预紧力与预紧力矩关系标定装置及标定方法，装置包括能够提供扭转载荷的设备、扭转力传感器套筒、压力传感器工装、分离螺母套筒和数据处理设备。方法为通过对分离装置施加扭转力，通过扭转力传感器和压力传感器实时反应作用在分离装置上的预紧力矩以及分离装置产生的预紧力，完成对分离装置的预紧力与预紧力矩关系标定。有益效果为：能够连续标定并自动绘制预紧力和预紧力矩关系的曲线；能够保证分离装置施加预紧力矩时分离螺母和连接螺栓相对与被连接结构的运动状态保持一致，使标定结果更真实；应变片导线都在外部，且不会随这分离装置发生扭转。
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公开(公告)号：CN103674524A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310629769.5
申请日：2013-11-29
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： 一种用于连接推冲式火工品的测试装置，涉及力性能测试装置。它包括固定块、模拟配重块、支架、力传感器、安装座、基座。固定块、支架和安装座通过对称分布的连接孔固定安装于基座上，火工品固定于支架上，固定块内部开有滑槽，滑槽的内表面开有若干油槽；模拟配重块放置于滑槽内，模拟配重块的一端贴紧火工品的输出端；力传感器的一端固定连接于安装座上，另一端与火工品的输入端贴紧；火工品点火启动后，火工品的输出端推动模拟配重块在滑槽内轴向移动，同时火工品的输入端对力传感器产生反作用力。本发明结构简单、试验方便、重复使用性能好。通过本发明得到的试验数据有效性高、可比性强，同时试验设备的安全性和测试精度都进一步提高。
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公开(公告)号：CN103674515A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310576888.9
申请日：2013-11-18
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
IPC分类号： G01M13/00
摘要： 一种判别分离螺母可靠性的试验方法，步骤为：（1）对分离螺母所采用的点火器进行不小于30次定容测压试验，记录每次定容测压试验时的燃气峰值压力，由此计算得到分离螺母所采用的点火器的燃气峰值压力散差σVL/μVL；（2）进行不小于30次分离螺母设计安装预紧力矩状态下的冷气分离试验，记录每次冷气分离试验时分离螺母解锁瞬间的冷气气压值，由此计算得到分离螺母临界解锁气压散差σVS/μVS；（3）根据步骤（1）和步骤（2）的结果，计算分离螺母分离性能分布的变差系数，并由此确定用于发火试验的样本数量N；（4）利用分离螺母所采用的点火器进行80%设计药量的发火试验，若全部正常实现分离螺母的解锁分离，则判断分离螺母的可靠性满足设计指标要求。
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公开(公告)号：CN105486523B
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201410539154.8
申请日：2014-10-13
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
IPC分类号： G01M99/00
摘要： 本发明属于航天器结构技术领域，涉及一种适应于导爆索分离装置的裕度试验考核方法，具体涉及柔性导爆索分离装置全面考核分离性能裕度和结构动强度裕度的试验方法。采用含有120％设计药量的柔性导爆索进行结构动强度裕度试验，考核大药量下保护罩和分离环的剩余结构的抗爆炸冲击性能，保证结构完整性；采用对中性偏差较大的试验件，用67％设计药量的柔性导爆索进行分离性能裕度试验，考核对中性偏差下的小药量分离可靠性。本发明能够充分验证柔性导爆索分离装置的分离性能裕度和结构动强度裕度。
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公开(公告)号：CN104101265B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410234300.6
申请日：2014-05-29
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： 本发明公开了一种玻璃钢支架，包括安装面、分离壳体、炸药索凹槽环、安装孔、后定位环、凸加强环、高频吸能环、卡环和起爆窗口，炸药索凹槽环到定位环的距离值h2的偏差控制在±0.4mm以内，凸加强环的外表面均匀喷涂有一层高频吸能环。一种玻璃钢支架制备模具，包括上阴模、下阴模、阳模、密封圈a和密封圈b。一种玻璃钢支架制备方法，具体步骤为：第一步：准备材料，包括玻璃纤维布、聚乙烯树酯和固化剂；第二步：制备；第三步：拆除模具，取出玻璃钢支架进行修复；第四步：喷涂。本发明通过对炸药索凹槽环到定位环距离值的偏差控制，可大大提高分离能量的集中度和分离效率。
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公开(公告)号：CN103673786A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310612003.6
申请日：2013-11-26
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
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明涉及一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，包括起爆器、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索、玻璃保护罩和吸能垫，其中分体起爆接头包括起爆安装座、过渡螺柱和爆炸接头，降冲击壳体包括上壳体、降冲击垫和下壳体，具体连接关系为：降冲击垫放置于上壳体与下壳体的端框之间，通过端框固定连接；保护罩的外安装面与下壳体的内表面配合实现径向定位，保护罩的定位环和下壳体的定位面配合实现轴向定位；爆炸接头与保护罩、下壳体连接，起爆安装座安装在上壳体的端框上，过渡螺柱的下部螺纹柱拧入爆炸接头，上部圆柱与起爆安装座连接；该分离装置结构尺寸小、安装检查方便、大大降低分离冲击、分离效率高、热环境良好、安全性高。
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公开(公告)号：CN107031871B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201610900413.4
申请日：2016-10-14
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
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 一种纤维增强复合材料结构的切割分离装置，包括复合材料板(1)；聚能切割索(2)；缓冲护套(3)；保护罩(4)；复合材料板(1)的分离面一侧安装聚能切割索(2)，缓冲护套(3)的底边带有凹槽，凹槽的尺寸与聚能切割索(2)的背部尺寸匹配；保护罩(4)的主体部分罩在缓冲护套(3)的外表面，通过一侧延伸的安装面与复合材料板(1)的切割分离部分固定；通过聚能切割索(2)产生的聚能射流切断复合材料板(1)，完成分离。
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公开(公告)号：CN104454879B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201410601514.2
申请日：2014-10-31
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： 本发明属于飞行器分离装置技术领域，具体涉及一种减小分离螺母类分离装置预紧力下降的方法，依次包括如下步骤：把分离螺母放置在分离螺母拉伸工装内，把连接螺栓穿过连接螺栓拉伸工装上的连接孔旋入分离螺母内；分别把分离螺母拉伸工装和连接螺栓拉伸工装安装到能够提供轴向拉伸载荷的设备的上夹具和下夹具上，然后施加向上的轴向拉伸载荷A和向下的轴向拉伸载荷B。本发明的有益效果在于：(1)本发明从分离螺母预紧力下降的根源解决预紧力下降的问题，使分离装置经历相同环境条件下的预紧力下降更小；(2)本发明不改变分离装置外形结构就可以防止分离装置预紧力下降；(3)本发明不增加分离装置安装过程中的附加操作。
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公开(公告)号：CN107031871A
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201610900413.4
申请日：2016-10-14
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
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 一种纤维增强复合材料结构的切割分离装置，包括复合材料板(1)；聚能切割索(2)；缓冲护套(3)；保护罩(4)；复合材料板(1)的分离面一侧安装聚能切割索(2)，缓冲护套(3)的底边带有凹槽，凹槽的尺寸与聚能切割索(2)的背部尺寸匹配；保护罩(4)的主体部分罩在缓冲护套(3)的外表面，通过一侧延伸的安装面与复合材料板(1)的切割分离部分固定；通过聚能切割索(2)产生的聚能射流切断复合材料板(1)，完成分离。
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