-
公开(公告)号：CN119066293A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411044815.X
申请日：2024-08-01
Applicant: 中国人民解放军63620部队 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/10 , G06Q10/0635 , G06Q50/26
Abstract: 本发明提供一种固体发动机爆炸解体时安全距离的计算方法，包括：根据计算结果的精度和收敛性设置Excel工作簿的迭代次数；基于安全距离的计算公式设置输入量、中间量和输出量的单元格位置、默认值和关系；设置用于记录不同危害判定标准值下的安全距离的单元格位置；编辑宏用于计算和记录不同危害判定标准值下的安全距离；绑定触发按钮和编辑好的宏，设置输入量的测试值，点击触发按钮进行计算，得到测试值对应的不同危害判定标准下的安全距离。本发明提供了一种固体发动机爆炸解体时安全距离的计算方法，用以解决现有技术中存在的过程复杂繁琐和人力投入成本高等问题。
-
公开(公告)号：CN113562205B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202110887506.9
申请日：2021-08-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统，该偏置布局包括在火箭末级的末端的火箭适配器、以及设置于火箭适配器的多个卫星，每个卫星与火箭适配器之间设置套筒装置，所述套筒装置内具有分离弹簧，且每个卫星通过相应的卫星适配器连接套筒装置。小刚度分离弹簧可以大大减小分离力对卫星和火箭适配器的冲击，姿控喷管在卫星分离的时候，向火箭的末端喷气，增加了星箭之间以及卫星之间的距离，从而解决卫星分离时星箭之间以及卫星之间安全间隙小、分离安全性较差的问题。
-
公开(公告)号：CN112179207A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010979798.4
申请日：2020-09-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，涉及航天技术领域，包括以下步骤：步骤S1，根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器的升交点地理经度的经度调整值；步骤S2，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；步骤S3，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；步骤S4，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算理论发射时间；步骤S5，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。本发明可保证一天内至少存在一个发射时刻，使追踪航天器能与目标航天器快速交会。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110304282B
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN201910569442.0
申请日：2019-06-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。
-
公开(公告)号：CN110304282A
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201910569442.0
申请日：2019-06-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。
-
公开(公告)号：CN105905317B
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201610414531.4
申请日：2016-06-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种卫星对日定向控制系统及其控制方法。其系统包括：骨架、陀螺、星敏感器、太阳敏感器、电路、数据线路和星载控制组件，根据系统工作模式选择采用不同的姿态敏感器通过不同的方法计算出本体系下的太阳矢量，由卫星结构设计信息计算本体系下太阳帆板法线矢量，根据矢量旋转定义推导出误差四元数，计算误差角速度代入PID控制律，将计算的控制指令传送给反作用飞轮完成对日定向控制。该控制装置可满足两种工作模式下卫星的对日定向控制，统一了星上控制算法及参数设定，并使卫星对日定向机动路径最短，该发明可广泛适用于各种需要进行对日定向控制的卫星。
-
公开(公告)号：CN105841556B
公开(公告)日：2017-04-12
申请号：CN201610102622.4
申请日：2016-02-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供了一种固体运载火箭通用先进上面级，包括电气部分和结构部分，电气部分由综合电子系统单机和外设单元组成；综合电子系统单机包括集成为一体且通过总线连接的中心控制模块、信号采集模块、测控通信模块、姿轨控模块、时序控制模块和电源与热控管理模块；外设单元包括姿控外设、测控通信外设、电源外设、推进外设和热控外设；结构部分包括从上往下依次连接的载荷安装板、姿控环、贮箱和仪器舱，以及安装于仪器舱内的单机安装板和推进安装板。本发明采用模块化设计，有效减少相互之间的耦合和干涉，大幅提高了系统配置的灵活性；机/电/热一体化设计，单机间无缆化连接，显著减小了系统复杂度，提高了系统可靠性。
-
公开(公告)号：CN211448843U
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN201922096569.3
申请日：2019-11-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本实用新型公开了一种运载火箭的末级结构和运载火箭，末级结构包括整流罩、末级发动机和卫星，整流罩内具有收纳空间，收纳空间包括锥形的第一收纳空间和柱形的第二收纳空间，第一收纳空间与第二收纳空间沿第二方向依次设置且相连通；末级发动机包括发动机主体和连接于发动机主体一端的喷管，喷管与第一收纳空间的形状相适配，并全部收容于第一收纳空间内，且喷管喷射方向朝向第一方向；发动机主体与整流罩相连，且发动机主体至少部分收容于第一收纳空间内；卫星通过姿态控制装置连接于发动机主体的另一端，且卫星靠近发动机主体的一端收容于第二收纳空间内；姿态控制装置用于当末级发动机和卫星与整流罩分离后，调整喷管的喷射方向至第二方向。
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
38
records
(took 0.053 seconds)
