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公开(公告)号:CN110196351A
公开(公告)日:2019-09-03
申请号:CN201910550752.8
申请日:2019-06-24
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: G01R19/00
摘要: 本发明提供了一种电起爆器电磁脉冲敏感度测量装置,包括脉冲源、第一限流功率电阻、第二限流功率电阻、开关;脉冲源包括电容C1~C2n,电容C1~C2n分成两组,每组包括n个并联连接的电容,两组电容再串联连接,串联后的电容组一端连接第一限流功率电阻,第一限流功率电阻的另一端作为电磁脉冲敏感度测量装置的正电极,用于连接被测电起爆器的;第一限流功率电阻连接开关的阳极、开关的阴极连接第二限流功率电阻,第二限流功率电阻的另一端作为电磁脉冲敏感度测量装置的负电极,用于连接被测电起爆器的;开关的阳极与阴极之间保持一定间距,通过触发电极触发连接。该装置能够测量在标准的电磁脉冲(上升沿
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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
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:CN109398761B
公开(公告)日:2020-07-14
申请号:CN201811289113.2
申请日:2018-10-31
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
IPC分类号: B64G1/22
摘要: 一种基于形状记忆合金触发的连接解锁机构,包括记忆合金触发机构组件、若干锁紧装置组件等;记忆合金触发机构组件、锁紧装置组件、预紧弹簧组件和导向轮安装在连接解锁机构安装结构上,联动绳索通过导向轮依次连接记忆合金触发机构组件、若干锁紧装置组件和预紧弹簧组件;在通电情况下,利用记忆合金丝收缩力或位移,触动形状记忆合金触发机构组件解锁,在预紧弹簧组件的弹簧预紧力作用下,联动绳索牵动每个锁紧装置组件实现联动解锁。本发明解决了传统太阳桨式帆板或其他展开体在解锁释放过程中产生的冲击和污染问题,而且可重复使用、释放速度快、功耗低、可靠性高。
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公开(公告)号:CN106815455B
公开(公告)日:2019-07-12
申请号:CN201510857734.6
申请日:2015-11-30
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: G06F17/10
摘要: 本发明属于运载器计算领域,具体公开一种适用于运载器的刚度分配简化计算方法,包括设定总体输入;设定运载器结构总重量的要求值;参考现有的其他运载器的有效载荷的频率值,提出对有效载荷初步频率的要求,反推出有效载荷初始刚度值;计算总体刚度矩阵和总体质量矩阵;计算运载器结构总重量;计算运载器固支频率;建立包含频率约束、以重量为优化对象的目标函数;最终则输出运载器各部段、有效载荷的刚度指标。本发明能够克服方案论证中因为总体方案反复导致动特性建模计算工作量大的问题,满足总体动特性论证、部段轻量化、刚度指标确定的需求。
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公开(公告)号:CN109573102A
公开(公告)日:2019-04-05
申请号:CN201811459770.7
申请日:2018-11-30
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: 本发明公开了一种无谐振峰的整舱减振装置,包括承载机构和减振机构,承载机构通过至少一个减振机构与舱板支架固定连接,使得5-2000Hz的关心频段范围内振动放大倍数不大于1;承载机构外部安装有发热元件,内部安装有温度均匀化的热管;承载机构内布置至少一根热管,使承载机构不同位置温度差小于5℃;减振机构包括壳体和内部的减振元件,减振元件的安装方向与待减振方向一致;承载机构上特征点的高频总均方根加速度不大于10grms。本发明使得5~2000Hz关心频段范围内突出振动放大倍数均不大于1,有助于在舱段层面实现整舱减振、提高单机力学环境舒适性、减少单机减振器种类、数量和重量。
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公开(公告)号:CN106628252B
公开(公告)日:2018-11-02
申请号:CN201610887759.5
申请日:2016-10-11
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: 一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构,包括:有效载荷适配器(2)、分离结构(4);有效载荷适配器(2)包括卫星支架(5)等;井字梁(10)安装在支撑舱(7)的一端端面上,仪器安装板(9)位于井字梁(10)中心下端面,仪器安装板(9)两侧的井字梁(10)“口”形框内安装太阳电池阵列安装板(6),卫星支架(5)沿太阳电池阵列安装板(6)边缘;支撑舱(7)另一端端面边框沿周向分布有分离结构(4),并通过安装在分离结构(4)上的分离装置(11)实现连接或分离。本发明将有效载荷适配器作为留轨飞行器在轨进行拓展任务,实现拓展任务所需功能,降低了对主发射任务影响程度,形成了留轨飞行器结构。
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公开(公告)号:CN106628252A
公开(公告)日:2017-05-10
申请号:CN201610887759.5
申请日:2016-10-11
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: 一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构,包括:有效载荷适配器(2)、分离结构(4);有效载荷适配器(2)包括卫星支架(5)等;井字梁(10)安装在支撑舱(7)的一端端面上,仪器安装板(9)位于井字梁(10)中心下端面,仪器安装板(9)两侧的井字梁(10)“口”形框内安装太阳电池阵列安装板(6),卫星支架(5)沿太阳电池阵列安装板(6)边缘;支撑舱(7)另一端端面边框沿周向分布有分离结构(4),并通过安装在分离结构(4)上的分离装置(11)实现连接或分离。本发明将有效载荷适配器作为留轨飞行器在轨进行拓展任务,实现拓展任务所需功能,降低了对主发射任务影响程度,形成了留轨飞行器结构。
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公开(公告)号:CN106383964A
公开(公告)日:2017-02-08
申请号:CN201610885493.0
申请日:2016-10-10
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
发明人: 林宏 , 张新宇 , 彭慧莲 , 王国辉 , 陈益 , 安雪岩 , 王明哲 , 王雪梅 , 陆浩然 , 崔照云 , 叶成敏 , 刘志伟 , 张群 , 唐颀 , 杨自鹏 , 杨勇 , 于秀丽 , 杨炜平 , 刘欣 , 刘建忠 , 肖泽宁 , 张巍 , 曹梦磊 , 琚春光
IPC分类号: G06F17/50
CPC分类号: G06F17/5018
摘要: 一种悬挂式充液贮箱动力学建模方法,属于航天器动力学建模分析领域。采用“壳+梁+集中质量点单元”悬挂式充液贮箱建模方法,与支撑边界相连的贮箱部段采用壳单元模拟,其它贮箱部段采用梁单元模拟,另外为保证实际贮箱充压后具有较大的刚度,在壳单元上下端面建立多点约束RBE2以加强贮箱刚度,液体按照质心一致的方法,采用离散的集中质量单元附在相应位置的梁单元上。与传统的“梁单元”、“壳单元”相比,本发明结合了不同单元的优点,一方面不改变贮箱与主结构间连接刚度,同时兼顾了与贮箱相关的局部模态及特征点峰值响应,获得的模态及动力学响应预示值与试验值的一致性更好。
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公开(公告)号:CN109436382B
公开(公告)日:2020-07-14
申请号:CN201811421494.5
申请日:2018-11-23
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
IPC分类号: B64G1/64
摘要: 一种锁销类分离弹簧拉紧机构、分离装置及分离方法,通过线轮和锁紧机构可实现插销弹簧在压缩状态下的再拉紧,首先完成载荷对接,再进行弹簧解锁,能够满足轻载荷纵向对接、重载荷横向对接解锁两种需求。该分离装置已在某航天产品中成功应用,顺利实现轻载荷纵向对接、重载荷横向对接解锁两种工况,保证了型号圆满成功。
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公开(公告)号:CN105912772B
公开(公告)日:2019-04-09
申请号:CN201610218740.1
申请日:2016-04-08
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
发明人: 林宏 , 张新宇 , 彭慧莲 , 东华鹏 , 王国辉 , 陈益 , 安雪岩 , 王雪梅 , 王明哲 , 于秀丽 , 陆浩然 , 刘欣 , 崔照云 , 刘志伟 , 张群 , 杨自鹏 , 杨勇 , 唐颀 , 曹梦磊 , 杨炜平 , 周佑君 , 苗建全 , 张巍 , 刘建忠 , 叶成敏 , 肖泽宁 , 郭源
IPC分类号: G06F17/50
摘要: 本发明公开了一种集频率、振型和频响函数为一体的模型修正方法,该方法针对多星分配器分支多、质心高、频率低的复杂空间构型特点,对建立的空间有限元模型进行集频率、振型和频响函数为一体的模型修正,具体步骤包括:首先对初步建立的空间有限元模型进行初步模态分析,然后再对初筛后的模型进行模态和频响分析,并与模态试验和正弦扫描试验的试验结果进行比对,根据比对结果对模型进行进一步修正,最后将模型设定为飞行状态,从而得到飞行状态的空间有限元模型,该模型可用于进行动响应分析,或者用于基础级火箭进行全箭动特性和全箭动力学响应计算。
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