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公开(公告)号：CN118342261A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410423004.4
申请日：2024-04-09
IPC分类号： B23P21/00
摘要： 本申请实施例提供了一种卫星整流罩装配系统。该卫星整流罩装配系统包括第一装配组件和第二装配组件，第一装配组件和第二装配组件分别与一个整流罩体连接；第一装配组件和第二装配组件中的至少一个包括：安装框，用于与整流罩体连接；调节装置，与安装框连接，用于带动安装框进行沿平行于水平面的第一方向、平行于水平面的第二方向和竖直方向中至少一个方向的运动，以对整流罩体的位置进行调节，使各整流罩体对接形成整流罩；其中，第一方向和第二方向相交。本申请实施例实现了采用一套工装即可完成整流罩合罩过程中多种工况需求，减少了火箭总装过程中设备种类，简化操作流程，使用更便捷。
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公开(公告)号：CN118289236A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410370217.5
申请日：2024-03-28
IPC分类号： B64G5/00
摘要： 本发明涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭用支撑装置、支撑系统及工作方法，其中，运载火箭用支撑装置包括第一多位多通阀、常开阀、液压缸和第二多位多通阀。第一多位多通阀设置有第一出油口。液压缸内部形成有无杆腔和有杆腔。第一出油口通过第一油管分别与无杆腔、油液入口连通；有杆腔与油液出口连通；第二多位多通阀设置有第二出油口和第三出油口；第二出油口通过第二油管分别与先导口、有杆腔连通。既能够按照使用要求控制对箭体的支撑位置的支撑力的大小，又能够控制活塞杆伸缩，可将对运载火箭的箭体的支撑状态转换为静定状态，有利于降低运载火箭的地面载荷，提高运载能力。可使用现有发射场地上的液压油源作为工作介质。
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公开(公告)号：CN118208338A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410352929.4
申请日：2024-03-26
摘要： 本申请提供了一种姿控发动机及运载火箭。该姿控发动机包括推力室、集合块以及压电片，集合块设置于推力室，内含供推进剂流动的流道；压电片沿姿控发动机的中轴线，设置于集合块远离推力室的一侧，用于将姿控发动机在工作过程中产生的反推力引起的形变量转换为推力信号。本申请实施例提供的姿控发动机及运载火箭，能够直接获得姿控发动机的推力数据，消除由于反复迭代计算产生的计算误差，提高姿控发动机的推力结果的精确性，从而精确评估姿控发动机的性能。
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公开(公告)号：CN118289236B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410370217.5
申请日：2024-03-28
IPC分类号： B64G5/00
摘要： 本发明涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭用支撑装置、支撑系统及工作方法，其中，运载火箭用支撑装置包括第一多位多通阀、常开阀、液压缸和第二多位多通阀。第一多位多通阀设置有第一出油口。液压缸内部形成有无杆腔和有杆腔。第一出油口通过第一油管分别与无杆腔、油液入口连通；有杆腔与油液出口连通；第二多位多通阀设置有第二出油口和第三出油口；第二出油口通过第二油管分别与先导口、有杆腔连通。既能够按照使用要求控制对箭体的支撑位置的支撑力的大小，又能够控制活塞杆伸缩，可将对运载火箭的箭体的支撑状态转换为静定状态，有利于降低运载火箭的地面载荷，提高运载能力。可使用现有发射场地上的液压油源作为工作介质。
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公开(公告)号：CN118242198A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410423634.1
申请日：2024-04-09
摘要： 本申请实施例提供了一种火箭发动机和运载火箭。该火箭发动机，包括：集合件、至少两组推力室和阀门。每组推力室包括至少两个互成夹角的推力室。不同组推力室的夹角不同。各推力室的一端均固定连接于集合件上且共线。每一推力室与至少一个阀门通过集合件连接，阀门用于控制流入推力室内的推进剂的流量。本申请实施例中的火箭发动机整体结构简单，安装简便，集成度较高，在运载火箭的内部占用空间较为集中，容易检修，能够在实现控制力矩多样化的基础上降低系统风险。
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公开(公告)号：CN118224016B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410654795.1
申请日：2024-05-24
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本申请提供了一种起动装置、动力系统、飞行器及动力系统的起动方法。该起动装置包括压力容器、输送管路、第一通断部件和流量调节组件，压力容器的出口分别与多个输送管路的入口连通；第一通断部件和流量调节组件分别一一对应设置在输送管路上，第一通断部件用于控制输送管路的通断，流量调节组件用于调节流体流量；多个输送管路的出口分别与待起动装置的入口连通；根据压力容器内流体压力大小，一次或多次选择性地打开至少一个第一通断部件以导通对应的输送管路，并通过对应的流量调节组件调节流体的流量至预设范围，并输送至待起动装置，以一次或多次起动待起动装置。本申请实现了提高发动机多次起动的可靠性的目的。
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公开(公告)号：CN118224016A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410654795.1
申请日：2024-05-24
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本申请提供了一种起动装置、动力系统、飞行器及动力系统的起动方法。该起动装置包括压力容器、输送管路、第一通断部件和流量调节组件，压力容器的出口分别与多个输送管路的入口连通；第一通断部件和流量调节组件分别一一对应设置在输送管路上，第一通断部件用于控制输送管路的通断，流量调节组件用于调节流体流量；多个输送管路的出口分别与待起动装置的入口连通；根据压力容器内流体压力大小，一次或多次选择性地打开至少一个第一通断部件以导通对应的输送管路，并通过对应的流量调节组件调节流体的流量至预设范围，并输送至待起动装置，以一次或多次起动待起动装置。本申请实现了提高发动机多次起动的可靠性的目的。
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公开(公告)号：CN118705089A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410778817.5
申请日：2024-06-17
申请人： 北京星河动力装备科技有限公司 , 北京星河动力航天科技股份有限公司 , 四川星河动力空间科技有限公司
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本申请提供了一种地面试验方法及地面试验系统。该地面试验方法适用于液体火箭发动机，包括：在点火工况阶段，对液体火箭发动机进行点火；点火工况下提供给液体火箭发动机的推进剂的点火压力值小于额定压力值；在动态爬升阶段，将液体火箭发动机的实时工况，从点火工况逐步爬升至额定工况；额定工况下提供给液体火箭发动机的推进剂的实时压力值等于额定压力值。本申请能够获取较完整的点火工况下的参数及额定工况下的参数，同时能够避免额定工况下直接点火、导致点火冲击过大或点火失败的风险。
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公开(公告)号：CN118407857B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410884777.2
申请日：2024-07-03
申请人： 北京星河动力装备科技有限公司 , 北京星河动力航天科技股份有限公司 , 四川星河动力空间科技有限公司
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本申请提供了一种喷注器、液体火箭发动机和运载火箭。喷注器包括：基础件、栓构件和套筒。基础件包括沿指向燃烧室的第一方向依次排布并连通的第一通孔和第二通孔，以及与第一通孔连通的第一注入孔。栓构件包括依次连接的第一端部、杆部和第二端部。第一端部位于第一通孔内且开设有第二注入孔。套筒套设在杆部的外围，包括依次连接的裙部和筒部，筒部靠近第二端部的周面开设有喷孔。当通过第一注入孔流动至第一通孔的第一推进剂超过设计预紧压力且压力变大时，使得裙部与第一端部靠拢，带动环状缝隙变宽，并使得筒部与第二端部之间产生空隙或空隙变大。本申请实施例提供的喷注器结构简单，能够降低喷注器的制造成本，提高喷注器的可靠性。
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公开(公告)号：CN118753531A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410945101.X
申请日：2024-07-15
摘要： 本申请提供了一种飞行器级间分离方法及飞行器。该飞行器级间分离方法包括：依次进行的燃烧阶段和分离阶段；在燃烧阶段：使飞行器以原始加速度运动，在原始加速度下，可活动地设置在飞行器的下面级内的转换件超重并压迫锁定件，使锁定件卡住飞行器的上面级和下面级，以锁定；在分离阶段：降低飞行器的加速度，使上面级和下面级以小于原始加速度的当前加速度运动，转换件基于保持原始加速度的惯性，相对于下面级朝上面级所在方向运动，使卡住上面级和下面级的锁定件释放，以解除锁定。本申请实现了自动触发分离，既能满足机动需求，又能避免采用火工品带来的问题。
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