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[发明专利]一种星球车稳定平台-CN202010407198.0有效
发明人：蒋延达;张武;崔琦峰;周墨渊;施宗成;张玉花;王治易;咸奎成 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2020-05-14 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： B60R11/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种星球车稳定平台，包括：支撑框架设于星球车；第一转接件通过第一转轴转动连接于支撑框架；第二转接件通过第二转轴转动连接于第一转接件，第一转轴与第二转轴相垂直；动平台通过第三转轴转动连接于第二转接件，第三转轴与第二转轴相垂直；第一驱动装置驱动动平台绕第一转轴旋转；第二驱动装置驱动动平台绕第二转轴旋转；第三驱动装置驱动动平台绕第三转轴旋转；稳定对象设于动平台，星球车失稳时，通过驱动动平台绕所述第一转轴、第二转轴和第三转轴中的一个或多个旋转使其恢复初始位置，以使稳定对象保持稳定。该稳定平台采用三个驱动装置并联驱动动平台绕三个轴旋转以抵消抖动，使稳定对象保持稳定，控制精度高且结构稳定可靠。
一种星球稳定平台

[发明专利]一种火箭助推分离动态气动仿真方法-CN202310099776.2在审
发明人：王亚博;程川;王吉飞;宣传伟;刘锦凡;毛玉明;朱亮聪 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-10 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭助推分离动态气动仿真方法，选定火箭芯级体坐标系作为动参考系，通过非定常气动仿真同时获得火箭助推器的分离运动轨迹和时变流场数据。本发明可应用于捆绑火箭助推分离的运动学分析和火箭芯级、助推器表面的载荷设计，规避了目前火箭助推分离轨迹计算中的气动力插值偏差问题，获取了助推分离过程中火箭芯级、助推器表面的时变气动载荷，提高了火箭助推分离轨迹的计算精度和箭体载荷设计精度。
一种火箭助推分离动态气动仿真方法

[发明专利]运载火箭二子级舱段仪器设备随机振动试验条件预示方法-CN202310167933.9在审
发明人：欧阳涵;方贤亮;史会涛;潘望白;蒋丽丽;常东方;吴松;杨帆;张卫东;张亮 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-24 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供了运载火箭二子级舱段仪器设备随机振动试验条件预示方法：根据新研运载火箭二子级发动机地面试车时发动机上常平座处时域振动响应，预示得到新研运载火箭二子级舱段仪器设备处随机振动功率谱密度，记为第一随机振动功率谱密度；根据新研运载火箭二子级舱段处外噪总声压级，预示得到新研运载火箭二子级舱段仪器设备处随机振动功率谱密度，记为第二随机振动功率谱密度；绘制第一随机振动功率谱密度和第二随机振动功率谱密度的最大包络曲线，并考虑一定的余量，将包络曲线转换成折线段，从而得出二子级舱段仪器设备验收级随机振动试验条件。
运载火箭二子级舱段仪器设备随机振动试验条件预示方法

[发明专利]一种发动机喷流声效率影响因子确定方法及装置-CN202310167937.7在审
发明人：胡迪科;赵玉震;徐腾;于格;史韶莉;宁国富;宋攀;张亮 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-24 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机喷流声效率影响因子确定方法及装置，包括发动机总机械功率计算；发动机试车时布置一定数量声压级测点，对每个测点进行基于发动机试车的声压级测量和总声功率计算；根据发动机总声功率和发动机总机械功率的比值，确定每个测点声效率影响因子；对多个声效率影响因子取均值，作为本发动机的声效率影响因子。本发明的一种发动机喷流声效率影响因子确定方法，可确定各类发动机的喷流声效率影响因子，为后续精确应用喷流噪声工程预示方法、新型号喷流噪声快速预示提供支撑。
一种发动机喷流效率影响因子确定方法装置

[发明专利]一种超行程回弹式伸展机构锁定方法及装置-CN202211106436.X在审
发明人：张箎;陈胜珉;王栋梁;彭志龙;咸奎成 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-09-12 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：本发明公开了一种超行程回弹式伸展机构锁定方法，应用于太阳翼的伸展机构，包括如下步骤：S1：对伸展机构进行展开，带动太阳翼阵面展开至极限位置；S2：通过均载系统向太阳翼阵面提供张紧力进行收拢，带动太阳翼阵面收拢至限位点，从而实现锁定。本发明可以实现对伸展机构可靠的展开后锁定，且不需要额外设置锁定装置，其锁定功能由均载系统提供，因此整体结构具有较高的集成度，在重量方面具有较大的优势。另外本发明可以应用于各类太阳翼的可展机构产品中，实用性强，适用性广的优点。
一种行程回弹伸展机构锁定方法装置

[发明专利]适用于空间用的柔性扇形翼阵面结构-CN202310428415.8在审
发明人：许文彬;张箎;程雷;万德胜;崔琦峰;咸奎成;王治易 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-04-20 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：本发明提供了一种适用于空间用的柔性扇形翼阵面结构，包括：第一柔性基板组件、第二柔性基板组件、缓冲泡沫以及撑杆组件；所述第一柔性基板组件和第二柔性基板，用作电池片的安装和承载平台；所述第一柔性基板组件和所述第二柔性基板通过柔性铰链连接；所述缓冲泡沫粘贴在柔性基板组件背面，用于传递压紧力和保护电池片；所述撑杆组件设置在所述第一柔性基板组件、第二柔性基板组件之间，用于保持阵面维持稳定的构型。本发明可用于柔性扇形翼电池电路的安装平台和支撑载体，同时保持展开后扇形翼面的构型，其具有收拢尺寸小、厚度薄、展开面积大、重量轻的特点，可用于扇形太阳电池翼相关产品。
适用于空间柔性扇形翼阵面结构

[发明专利]一种多点压紧单点解锁释放机构-CN202110902098.X有效
发明人：刘钰;吕亮亮;王滢红;房光强;张利平;高洋;时军委;施飞舟;王治易 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-08-06 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： B64G1/00 文献下载
摘要：针对小型航天产品压紧和解锁释放控制复杂问题本发明提出一种多点压紧单点解锁释放机构，主要包括爆炸螺栓和Y型连杆机构；该机构采用爆炸螺栓、压力弹簧和三支链连杆机构相结合实现多点压紧，当爆炸螺栓引爆解锁时，连杆机构端部在爆炸冲击力和压力弹簧作用下对多个压紧点实现解锁。本发明具有压紧/解锁可靠、控制简单、安装便捷、加工工艺及经济性好等优点。
一种多点压紧单点解锁释放机构

[发明专利]一种柔性太阳电池翼用长寿命张紧机构-CN202110728247.5有效
发明人：宋佳;顾珏华;袁伟;咸奎成;程雷;王治易;张雷;付清山;姬鸣;唐杰 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-06-29 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F16F1/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种柔性太阳电池翼用长寿命张紧机构，包括转轴组件、轴承、接触式平面蜗卷弹簧、壳体组件、绕线轮组件、钢丝绳以及滑轮组件。在柔性太阳电池翼完全展开后，伸展机构带动上箱体继续伸展，将钢丝绳从绕线轮组件上拉出，绕线轮组件旋转、接触式平面蜗卷弹簧卷紧，弹簧扭矩通过转轴组件、绕线轮组件、钢丝绳转化为对柔性太阳电池翼的张紧力，进而保证柔性太阳电池翼具备足够的模态频率。本发明采用接触式平面蜗卷弹簧为展开的柔性太阳电池翼提供张紧力，具备结构简单、运动可靠、工作寿命长、张紧力可调以及质量轻等有益效果，可应用于长期在轨工作的柔性太阳电池翼。
一种柔性太阳电池翼用长寿命机构

[发明专利]一种栅格舵自主配电时序控制装置-CN201910522698.6有效
发明人：曲岩松;唐建锋;朱亚明;刘虎;张元明;金益辉;石会涛 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2019-06-17 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G06F11/07 文献下载
摘要：本发明一种栅格舵自主配电时序控制装置，包括综合配电器与自主式时序控制器；综合配电器在火箭起飞前连接电池，负责导航单机供电；火箭一二级分离后，综合配电器向自主式时序控制器供电，实现安全锁功能；所述综合配电器还具有火工品线路限流功能；自主式时序控制器用于引爆栅格舵拔销器和激活热电池；自主式时序控制器通电自检后开始计时，依据可擦写存储器中的时序数据，接通功率管，点燃栅格舵翼面拔销器，启动热电池。
一种栅格自主配电时序控制装置

[发明专利]一种用于辐射屏蔽的相变材料复合结构及其制备方法和应用-CN202211470590.5在审
发明人：张翔;龚凯翔;张华;胡迪科;陈铮;翟宏州 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-11-23 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： H05K9/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于辐射屏蔽的相变材料复合结构及其制备方法和应用，属于航天器技术领域。根据天然辐射环境、反应堆到飞行器平台的电离辐射条件及单机抗辐射能力，同时结合金属材料的传热能力、力学性能、加工难度、辐射屏蔽效能，选择合适的金属材料，根据伽马射线在物质中的衰减规律遵循设计相应的壳体厚度；本发明根据舱外单机的工作温度及热耗、外热流条件，选择相变潜热、相变温度合适的石蜡材料，高温相变材料可用于抑制短期大热耗工作设备的温升；低温相变材料可以用于高温时储热，并在低温时释放储存的热量用于设备的保温。根据反应堆到飞行器平台的中子辐射条件、单机抗辐射能力及中子注量率在石蜡中的衰减规律设计所需的石蜡厚度。
一种用于辐射屏蔽相变材料复合结构及其制备方法应用

[发明专利]一种聚酰胺材料、聚酰胺复合橡胶密封件及其制备方法-CN202310052432.6在审
发明人：李东升;胡宝文;马海瑞;陈婧;徐登伟;李晓鹏;李本强;陈景露 -专利权人：西安航天动力研究所;上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-02 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： C08G69/40 文献下载
摘要：本发明公开了一种聚酰胺材料、聚酰胺复合橡胶密封件及其制备方法，用于解决特种塑料的韧性与橡胶匹配度不高，应力形变回复性差，界面结合力以及抗剪切力差的问题。一种聚酰胺材料的制备方法，二卤代聚醚二酰胺单体、芳香族二酚在脱水剂和催化剂存在的碱性极性溶剂中脱水反应；加入含叔胺结构的二卤代酰胺单体、三卤代三酰胺单体升温聚合反应，降温得到聚酰胺材料。含叔胺结构的酰胺基团引入聚合物分子主链，大幅改善与橡胶制品的界面结合力；二卤代聚醚二酰胺基团引入聚合物分子主链，增强了聚合物柔韧性；三卤代三酰胺基团引入聚合物分子主链，使得聚合物具有应力变形的可回复性。同时提供了聚酰胺复合橡胶密封件的制备方法和制得的密封件。
一种聚酰胺材料复合橡胶密封件及其制备方法

[发明专利]一种卫星正弦振动试验带谷条件快速制定方法-CN202310174953.9在审
发明人：刘汉武;张华;胡迪科;方贤亮;洪炎;龙新军;赵玉震;陈治洲;鞠雪梅 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-27 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：一种卫星正弦振动试验带谷条件快速制定方法，建立了卫星正弦振动试验各加速度、应变测点的限制条件，通过前一次的正弦振动试验数据自动推算下一次试验量级的试验带谷条件，针对精确的试验带谷条件进行了规范化处理，建立了振动试验系统可用的正弦振动试验条件，实现了卫星正弦振动试验带谷条件制定的快速性、准确性和全面性，极大地节约了人为劳动时间。本发明可广泛应用于卫星及卫星产品正弦振动试验带谷条件制定，能够快速、有效地完成产品振动带谷条件制定，极大地缩短了卫星及卫星产品振动试验周期。
一种卫星正弦振动试验条件快速制定方法

[发明专利]一种基于核电源供电的月面电磁发射系统-CN202211088463.9在审
发明人：夏陈超;苟永杰;蒋锋;卫国宁;王泽斌;康志宇;杨东春 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-09-07 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B64G1/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于核电源供电的月面电磁发射系统，包括：核电源发电系统、电能储供系统、运行控制系统、磁悬浮与驱动系统、磁悬浮轨道、航天器；核电源发电系统用于将反应堆热能转换为电能，为电磁发射系统提供所需的初始电能；电能储供系统用于接收由核电源发电系统传输而来的电能并进行存储，需要用电时为发射系统供电；运行控制系统用于对整个电磁发射系统进行启停和运行过程中的控制，确保发射任务按要求实施；磁悬浮与驱动系统用于承载、固定航天器，为其提供驱动动力，为航天器提供发射所需速度；磁悬浮轨道用于支撑磁悬浮驱动系统，实现航天器沿一定方向和角度的加速与起飞；航天器用于承载月球矿产资源货物进入空间。
一种基于核电供电电磁发射系统

[发明专利]一种空间薄膜结构展开机构-CN201910968433.9有效
发明人：秦礼;恽卫东;张利平;王滢红;谢超;吕亮亮;彭福军;耿海峰 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2019-10-12 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B64G1/22 文献下载
摘要：本发明涉及一种空间薄膜结构展开机构，包括薄膜结构和展开控制机构：所述薄膜结构包括若干薄壁支撑杆、收藏卷轴和若干膜面，薄壁支撑杆的一短边端固定在收藏卷轴上；相邻的两薄壁支撑杆之间分别设置一膜面，薄壁支撑杆和膜面可卷绕在收藏卷轴上；展开控制机构包括安装座以及安装于安装座上的电机、传动组件和若干驱动拨轮，收藏卷轴转动设置在安装座上；电机通过传动组件分别与若干驱动拨轮驱动连接；驱动拨轮上的周面上设置若干拨齿，薄壁支撑杆的长度方向上间隔开设若干与拨齿适配的拨动孔，驱动拨轮上的拨齿与对应的一薄壁支撑杆上的拨动孔相互啮合，拨齿可拨动卷绕在收藏卷轴上的所述薄壁支撑杆展开，本发明具有收藏效率高、可靠性高等优点。
一种空间薄膜结构展开机构

[发明专利]一种在轨可拆卸大型太阳翼压紧释放机构-CN202310198836.6在审
发明人：蒋延达;崔琦峰;陈胜珉;姬鸣;张篪;林艳;张雷 -专利权人： 上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： B64G1/22 文献下载
摘要：本发明涉及一种在轨可拆卸大型太阳翼压紧释放机构，属于压紧释放机构技术领域；该机构包括外套筒、内套筒、顶盖、滑块、承力碗、不脱出紧固装置、压紧杆组件、小头套、弹簧套管、压缩弹簧等；该压紧释放机构在入轨前通过压紧杆装置和火工品分离螺母连接实现太阳翼压紧锁定，通过预紧力加载螺母可以实现压紧力调节，入轨后通电解锁实现太阳翼释放展开，当太阳翼需维修时，拧出不脱出紧固装置的螺钉，抽出小头套使压紧杆组件抽出，实现太阳翼再折叠。本发明机构灵巧结构紧凑，可靠性高，可实现压紧释放功能并通过压紧杆拆卸实现大型太阳翼在轨维修；本发明机构灵巧，可靠性高，可实现传统的压紧释放功能并通过压紧杆拆卸实现大型太阳翼在轨维修。
一种可拆卸大型太阳压紧释放机构