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公开(公告)号：CN113405403B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202110824540.1
申请日：2021-07-21
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Inventor： 赵劲彪 , 韩瀚 , 黎定仕 , 王鹏 , 杨之江 , 李道平 , 高亚东 , 樊志强 , 肖玉萍 , 李超 , 贾永涛 , 荆慧强 , 崔浏 , 刘聪聪 , 王明华 , 王华吉 , 张国栋 , 范虹
IPC: F41F3/04
Abstract: 本发明涉及一种适用多型号运载火箭的活动发射台，包括长转轴和摆杆，长转轴通过上支座、中支座和下支座竖向安装在脐带塔上，脐带塔的下端固定在移动平台上，长转轴上设有驱动齿轮和上下间隔分布的键槽组，键槽组包括上下间隔分布的两对键槽，摆杆通过与一键槽组中两对键槽配合的固定器横向安装在长转轴上。其具有结构简单、成本低廉、功能性强、适用范围广的优点，可有效降低火箭发射的成本。
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公开(公告)号：CN110030874B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201910251607.X
申请日：2019-03-29
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/04
Abstract: 一种火箭起飞零秒自动摆回的摆杆撤收系统，包括：一级撤收机构、二级撤收机构、摆杆、锁紧缓冲装置。一级撤收机构安装在脐带塔上，摆杆的一端固定连接所述一级撤收机构；摆杆安装有用于向火箭加注作业的管线，加注作业时，摆杆的另一端贴靠在火箭芯级上；在火箭起飞过程中一级撤收机构驱动摆杆在竖直平面内转动使摆杆的另一端贴靠在脐带塔上；所述摆杆的转动平面过火箭的轴线；摆杆另一端与脐带塔贴靠的位置设置有锁紧缓冲装置；所述锁紧缓冲装置用于吸收由于摆杆转动产生的冲击力并将摆杆另一端锁紧固定在脐带塔上。本发明能够快速、安全地实现撤收锁紧，摆杆摆回过程中避让火箭起飞漂移空间，并具备高可靠性和冗余摆回机制。
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公开(公告)号：CN103850355B
公开(公告)日：2016-08-03
申请号：CN201210514151.X
申请日：2012-12-04
Applicant: 中国科学院大连化学物理研究所 , 北京航天发射技术研究所
IPC: E04B1/94 , E04B1/78 , C09D163/00 , C09D7/12
CPC classification number: Y02A30/247
Abstract: 本发明公开了一种火箭发射台用热防护涂层材料的结构及其应用。本发明热防护涂层材料由有机底层、耐火砖和有机?无机复合表层三层材料组成。其中，有机底层由环氧树脂、固化剂聚酰胺和增韧剂液态橡胶组成。耐火砖选用黏土质耐火砖，有机?无机复合表层由有机胶环氧树脂、聚氨酯固化剂、沙子和水泥组成。本发明的热防护涂层材料能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过200℃，涂层具有良好的隔热性能。
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公开(公告)号：CN104154817A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410333579.3
申请日：2014-07-14
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/04
Abstract: 本发明火箭发射平台摆杆机构及摆杆涉及一种用于火箭发射平台用的设备。其目的是为了承载能力强的、能够满足多种外型构造的火箭的发射需求。本发明火箭发射平台摆杆机构，安装于所述发射平台的脐带塔上，用于承载加泄供气管路和卫星电缆，包括摆杆、将所述摆杆连接在所述脐带塔上的连接装置和驱动所述摆杆转动的驱动装置，所述驱动装置包括驱动所述从动齿轮的齿条、与所述齿条连接的液压油缸和控制所述液压油缸的液控系统，所述液压油缸依次通过所述齿条、从动齿轮和转轴驱动所述摆杆转动。
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公开(公告)号：CN103850355A
公开(公告)日：2014-06-11
申请号：CN201210514151.X
申请日：2012-12-04
Applicant: 中国科学院大连化学物理研究所 , 北京航天发射技术研究所
IPC: E04B1/94 , E04B1/78 , C09D163/00 , C09D7/12
CPC classification number: Y02A30/247
Abstract: 本发明公开了一种火箭发射台用热防护涂层材料的结构及其应用。本发明热防护涂层材料由有机底层、耐火砖和有机-无机复合表层三层材料组成。其中，有机底层由环氧树脂、固化剂聚酰胺和增韧剂液态橡胶组成。耐火砖选用黏土质耐火砖，有机-无机复合表层由有机胶环氧树脂、聚氨酯固化剂、沙子和水泥组成。本发明的热防护涂层材料能够承受火箭模拟燃气流冲刷，金属背面温度不超过200℃，涂层具有良好的隔热性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115773544A
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211444123.5
申请日：2022-11-18
Applicant: 北京航天发射技术研究所
IPC: F24F3/14 , F24F11/84 , F24F11/86 , F24F11/871 , F24F11/64 , F24F8/108 , F24F13/28 , F24F13/30 , F24F110/10 , F24F110/20
Abstract: 本发明涉及一种空气调节装置，特别是涉及一种整流罩调温系统及采用整流罩调温系统除湿控温的方法，包括进风管、至少两组蒸发侧设置于所述进风管内的制冷系统、至少两组制热系统，不同组的所述制冷系统结构相同，其中第一组制冷系统包括由上游至下游依次设置的第一压缩机、第一冷凝器、第一蒸发器，靠近所述第一冷凝器设置有第一冷凝风机组，所述第一压缩机为变频压缩机，不同组的所述制冷系统的所述蒸发器设置于所述进风管内沿进风方向的不同位置处，不同组的所述制热系统设置于所述进风管内沿进风方向的不同位置处，所述进风管内靠近所述出风端的位置设置有风机。本发明冗余度高、控制结果更精准。
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公开(公告)号：CN113586951B
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202110615369.3
申请日：2021-06-02
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本发明提供一种气路控制装置及方法。所述装置包括通过管道相连的气源、主控电磁阀、第一冗余电磁阀、第二冗余电磁阀，主控电磁阀与第二冗余电磁阀并联，与第一冗余电磁阀串联，主控电磁阀的输入端与气源的输出端相连；还包括安装在气源输出端的第一压力传感器，安装在第一冗余电磁阀输出端的第二压力传感器；主控电磁阀、第一冗余电磁阀、第二冗余电磁阀的控制端以及第一压力传感器、第二压力传感器的输出端分别与控制器电连接；主控电磁阀和第二冗余电磁阀为常闭状态，第一冗余电磁阀为常开状态。本发明能够在主控电磁阀不能正常打开的情况下，照样可以通过第二冗余电磁阀供气；能够在主控电磁阀不能正常关闭的情况下，照样可以通过第一冗余电磁阀关断气源，提高了气路控制的可靠性。
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公开(公告)号：CN113719754B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202110988409.9
申请日：2021-08-26
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭液氧加注系统及控制方法，加注系统包括杆上加注管路和杆上排放管路，杆上加注管路沿着Z字型的发射塔摆杆布置，杆上排放管路的前半段沿着发射塔摆杆的前半段布置，杆上排放管路的后半段通过吊索与发射塔摆杆的后半段连接；杆上加注管路的前端与火箭氧箱的加注口连接，杆上加注管路的后端与塔上加注管路连接，塔上加注管路与地面加注管路连接，塔上加注管路上设有第一控制阀，杆上排放管路的前端与火箭氧箱的排放口连接，杆上排放管路的后端与塔上排放管路连接，塔上排放管路上设有气液分离器，其具有结构简单、成本低廉、安全性好、可靠性高的优点；控制方法具有流程简单、安全可靠、容错能力强的优点。
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公开(公告)号：CN113320719A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110543599.3
申请日：2021-05-19
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本发明提供一种运载火箭气液连接器射前脱落时序设计方法及装置。所述方法包括：从数据库获取待排序连接器的信息；将脱落方式为手动脱落的连接器的脱落时刻设置为工作结束时刻；对脱落方式为远控提前脱落的连接器，根据连接器类别进行排序：先加注后供气，先常温后低温，并结合工作结束时刻设置每个连接器的脱落时刻；根据每个连接器的脱落时刻重新排序，并基于安全性、可靠性、可逆性和外系统协调性核查调整所述排序，得到待排序连接器的脱落时序。本发明实现了连接器脱落时序的自动设计；由于考虑了连接器的安全性、可靠性、可逆性和外系统协调性对脱落时序的影响，本发明所述设计方法能够提高液体运载型号发射流程的安全性和可靠性。
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公开(公告)号：CN113295047A
公开(公告)日：2021-08-24
申请号：CN202110490277.7
申请日：2021-05-06
Applicant: 北京航天发射技术研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本发明公开一种驱动分布式的重型运载火箭垂直转运系统，包括：集成有平台台体、脐带塔和行走机构的发射平台；两列并排设置的驱动控制车，均包括底盘、驾驶室和方舱；驱动机构，包括安装在其中一个方舱中的整流器和制动单元以及安装在发射平台且与电机连接的逆变器；驱动控制机构；发电机组；对接装置。通过本发明方案，转场过程中，驱动控制车与发射平台一次对接，提高转运流程效率；转场后，驱动控制机构可随驱动控制车返回技术厂房，减少发射平台集成难度，并避免受到发射环境的影响，提高产品使用寿命。
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