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公开(公告)号：CN116090106A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310181173.7
申请日：2023-02-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种系固保护设置方法、装置及电子设备，通过获取箭体在做平抛运动的竖直速度拉偏极值、水平速度拉偏极值、箭体的质量、系固保护绳索长度及系固保护绳索固定点到箭体的垂直距离；根据上述数据，确定得到箭体落地时系固保护绳索与竖直方向的目标夹角以及箭体落地时系固保护绳索绷紧时的绳索载荷；根据箭体落地时系固保护绳索与竖直方向的目标夹角以及箭体落地时系固保护绳索绷紧时的绳索载荷，确定系固保护的目标载荷。本方案创造性地考虑了紧急关机工况下箭体姿态，关机后箭体运动状态，确定系固保护需要承载的最大载荷，以适配合适的系固保护装置。为进行可重复使用液体火箭系固保护试验奠定基础。
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公开(公告)号：CN113899260B
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202111243491.9
申请日：2021-10-25
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明公开了一种整流罩的轴向分离装置以及运载火箭。该发明属于运载火箭技术领域，其中的整流罩的轴向分离装置的推杆的第一端可伸缩地连接在套筒的第二端内；弹性件两端分别和套筒的第一端和推杆的第一端连接；锁杆的第一端可拆卸地连接在套筒的第一端，锁杆的第二端穿过弹性件并与推杆的第一端连接；推杆的第二端滑动连接在滑槽中，推杆的中心轴和滑槽的长度方向的中心轴之间具有倾角。本发明能够避免整流罩在分离时与有效载荷发生碰撞，其中的整流罩的轴向分离装置的安装方式充分利用了空间结构，不会占用整流罩过多的包络空间，同时也便于整流罩与末级之间的装配，具有很好的实用性、新颖性以及创造性。
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公开(公告)号：CN113899260A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202111243491.9
申请日：2021-10-25
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明公开了一种整流罩的轴向分离装置以及运载火箭。该发明属于运载火箭技术领域，其中的整流罩的轴向分离装置的推杆的第一端可伸缩地连接在套筒的第二端内；弹性件两端分别和套筒的第一端和推杆的第一端连接；锁杆的第一端可拆卸地连接在套筒的第一端，锁杆的第二端穿过弹性件并与推杆的第一端连接；推杆的第二端滑动连接在滑槽中，推杆的中心轴和滑槽的长度方向的中心轴之间具有倾角。本发明能够避免整流罩在分离时与有效载荷发生碰撞，其中的整流罩的轴向分离装置的安装方式充分利用了空间结构，不会占用整流罩过多的包络空间，同时也便于整流罩与末级之间的装配，具有很好的实用性、新颖性以及创造性。
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公开(公告)号：CN116280286A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310310607.9
申请日：2023-03-28
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本申请公开了一种连接装置、星箭分离装置及包带安装方法，解决了现有技术中限位力随长度变化，计算仿真较为复杂，且安装较为困难的技术问题，其中连接装置用于用于连接相邻的包带，包括相互铰接的两个限位件、第一调节件、第二调节件和分离件，其中两个限位件用于与所述包带铰接；第一调节件包括第一对接端和与所述包带限位连接的第一调节端；第二调节件包括与所述第一对接端对接的第二对接端和与所述包带限位连接的第二调节端；分离件设于所述第二对接端和所述第一对接端。通过相互铰接的两个限位件可以进行横向限位，防止包带碰撞卫星载荷，且限位方式属于机构连接，可有效降低理论设计难度，提高可靠性，缩短装配周期。
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公开(公告)号：CN116086255A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211588583.5
申请日：2022-12-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明涉及一种新型气缸分离结构。包括气缸杆、气缸筒、底座和翻转机构，所述气缸筒固定安装于底座，所述气缸杆套装于所述气缸筒内，所述气缸筒内还设置有端头和活塞，所述气缸杆装入气缸筒内的一端与所述端头的一端通过连接组件转动连接，所述端头的另一端与所述活塞相连接，所述活塞可推动所述端头向气缸筒出口端移动，所述气缸筒的尾部设置有后端盖，外部气源通过所述后端盖进入到所述气缸筒内。其有益效果为：气缸杆随分离体一起分离，减少分离动作次数，避免气缸杆与前一级火箭碰撞的风险；分离时气缸杆向远离箭体的方向偏转一定角度并锁定，避免与前一级火箭碰撞；销轴可以往回运动压缩弹簧，实现复位功能，方便进行地面功能检测。
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公开(公告)号：CN116164991A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211689304.4
申请日：2022-12-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明提出一种重复模拟火箭高过载分离的地面试验系统及方法，包括：包括分离过载模拟台、动力组件及管路系统，所述离过载模拟台提供运动轨道，所述动力组件的运动部件在动力的作用下沿所述运动轨道直线运动，所述管路系统的管路通过管路中输送的功质提供动力。本发明提供一种可重复高过载地面分离试验系统及设计方法，还有试验系统的实施方法，可用于模拟运载火箭整流罩分离试验。该发明属于运载火箭技术领域，当火箭分离时序设置为在飞行主动段时启动整流罩分离，此时轴向存在1.5g～3.5g过载，本发明通过过载设计实现模拟分离的过载环境的过载大小及过载时间，通过过载试验台、气缸组件及管路系统等零部件，实现目标过载，达到模拟整流罩分离环境的效果。
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公开(公告)号：CN113879569A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111176589.7
申请日：2021-10-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本申请公开了一种星箭分离装置及星箭分离系统，通过设置连杆、锁杆和弹射组件，锁杆的表面设置有锁紧分离孔，安装时，将连杆的第一端固定于卫星上，连杆的第二端穿过适配器，锁杆通过所述锁紧分离孔套设于连杆的第二端并与适配器相抵。进行分离动作时，锁杆移动一段距离，并带动锁紧分离孔移动，实现连杆与锁杆的解锁，连杆的第二端在弹射组件的驱动下穿过锁紧分离孔，实现连杆与锁杆以及的分离，最终，实现星箭分离，通过该装置的设置，使得卫星的解锁与分离动作均作用于同一位置上，有效节省卫星安装面的装配空间，且锁杆的移动方向与连杆的运动方向垂直或不在同一直线上，可有效避免锁杆移动时对连杆带来的影响。
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公开(公告)号：CN116336879A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310133678.6
申请日：2023-02-20
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明涉及一种高过载条件下火箭整流罩平抛分离方法，所述整流罩包括第一半罩、第二半罩、分离装置；计算得到整流罩质心，通过位置布局，使所述分离装置的合力作用点处于整流罩质心之上。本发明平抛分离整流罩质心处于火箭与半罩过载作用力外侧，且分离装置的合力处于整流罩质心上侧，整流罩分离后呈整流罩半罩呈现“倒八字”姿态，避免与有效载荷碰撞。选择在火箭主动段进行平抛分离，抛罩时序提前，减小上面级的飞行重量，能有效提高火箭运载能力。
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公开(公告)号：CN116182651A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211688276.4
申请日：2022-12-27
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种可重复模拟火箭整流罩高过载分离的地面试验台，包括底座、立柱、若干条直线导轨、圆盘支撑及驱动机构；立柱垂直安装在底座上，立柱的顶端设置有限位板；若干条直线导轨沿立柱长度方向竖直固定安装在所述立柱上；还包括支撑件，支撑件设置在所述直线导轨的垂直面；圆盘支撑穿过立柱，放置在支撑件上；若干条直线导轨内设置有与之配合的滑块，且能够沿直线导轨的长度方向滑动；驱动机构驱动所述圆盘支撑竖直向上运动。能够为整流罩分离地面试验提供初速度及高过载环境，提高整流罩分离试验的可靠性；采用气缸与管路为整流罩分离试验提供动力源，仅需通过调整气源压力，即可对整罩的初速度和过载值进行设计，结构简单，实用性强。
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公开(公告)号：CN114577073A
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210192087.1
申请日：2022-03-01
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/38
摘要： 本申请涉及一种爆炸螺栓缓冲装置，包括安装于火箭适配器上的火箭适配器支架、固定安装于火箭适配器支架一侧的安装支架以及安装于卫星上的卫星固定支架，火箭适配器支架和卫星固定支架上均设置有供爆炸螺栓贯穿的穿孔，卫星固定支架远离火箭适配器支架的一侧设置有挡块组件，挡块组件靠近卫星固定支架的部分固定安装有与爆炸螺栓螺纹装配的螺母，挡块组件的一侧和安装支架之间通过销轴组件实现转动连接，销轴组件上设有驱使挡块组件朝向远离卫星固定支架的方向旋转的复位件。本申请具有以下可预期的技术效果：爆炸螺栓解锁后，挡块组件在扭簧的带动下，从卫星固定支架转向安装支架，能够有效降低卫星敏感元器件的冲击量级。
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