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[发明专利]一种电缆快速包覆热防护结构-CN202310190149.X在审
发明人： 林连镔;张娟;钟圣;龚集响;张欣耀;张一唯;余小波;殷智慧 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-03-01 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： H01B7/29 文献下载
摘要：本发明涉及一种电缆快速包覆热防护结构，属于热防护结构设计领域；包括电缆、改性涤纶纤维自卷绝热套管、芳纶纤维自卷绝热套管和石英纤维带；改性涤纶纤维自卷绝热套管包覆在电缆的外壁；芳纶纤维自卷绝热套管包覆在改性涤纶纤维自卷绝热套管的外壁；石英纤维带包覆在芳纶纤维自卷绝热套管的外壁；石英纤维带起隔热和抗烧蚀作用，确保在大热流环境中热防护结构完整性改性涤纶纤维自卷绝热套管、芳纶纤维自卷绝热套管起隔热和阻燃作用，阻断环境热量向电缆内传递，确保内侧电缆环境温度；本发明成功解决了一二级采取热分离方案的某型运载火箭的一二级级间段舱内电缆热防护问题，同时达到了热防护结构可快速包覆、结构轻量化、高可靠性的要求。
一种电缆快速包覆热防护结构

[发明专利]一种贮箱与铝合金支架的连接方法及贮箱-CN201910515017.3有效
发明人：陈中强;刘雄;白沐炎;顾铖璋;顾远之;陈杰;龚星如;王春林;林连镔;吴春雷 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2019-06-14 - 公布日： 2023-02-24 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：本发明公开了一种贮箱与铝合金支架的连接方法及贮箱。该连接方法，包括：打磨贮箱的粘接面；将浸有韧性结构胶的碳布的第一粘结面粘到贮箱的粘接面上；将碳布的第二粘结面粘到铝合金支架的胶接面上；使用工装按压铝合金支架。而贮箱包括贮箱本体、碳布、铝合金支架；碳布为浸有韧性结构胶的碳布，碳布的第一粘结面粘于贮箱本体的粘接面上，碳布的第二粘结面粘于铝合金支架的胶接面上。采用碳布作为贮箱与铝合金支架胶接界面的缝隙调节材料，以适应贮箱的不规则型面，避免了焊接对贮箱造成变形或破坏的影响。
一种铝合金支架连接方法

[实用新型]一种反推火箭安装支架-CN202221578057.6有效
发明人：吴小军;马玉环;林连镔;刘振东;张欣耀;卜鹤群;殷智慧;宋婷 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-06-23 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种反推火箭安装支架，用于将反推火箭安装在运载火箭的舱壁上，包括拓扑构型减重支架，拓扑构型减重支架上依次设有若干从其一端延伸至相对的另一端的连接臂；拓扑构型减重支架在其两端之间和相邻连接臂之间的区域镂空；拓扑构型减重支架在其一端的相邻连接臂之间设有圆弧槽、相对的另一端的相邻连接臂之间设有固定卡箍，圆弧槽与反推火箭的形状相匹配，固定卡箍用于固定反推火箭。连接臂的两端均设有安装部，安装部用于与运载火箭的舱壁连接。本实用新型能将反推火箭牢固安装固定于运载火箭的舱壁上，并且在反推火箭工作后将反推火箭产生的反推轴力传递给运载火箭箭体结构，给予箭体分离所需的冲量。
一种火箭安装支架

[实用新型]一种火箭贮箱临时防热保温衣-CN202220288852.5有效
发明人：丁一凡;林连镔;黄帅;刘振东;焦震;向长征;吴小军 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-02-14 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： F42B39/18 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种火箭贮箱临时防热保温衣，所述防热保温衣的结构包括第一防静电布、闭孔泡沫和第二防静电布，所述闭孔泡沫固定设置在所述第一防静电布内表面和第二防静电布内表面之间，第一防静电布和第二防静电布均是涤纶碳纤维布，维持保温衣整体结构，并具有防水功能，防止冷凝水或雨水增加保温衣重量，闭孔泡沫为保温衣的保温材料；所述防热保温衣包覆在火箭贮箱外，维持贮箱内温度，在火箭发射前进行拆卸。本实用新型采用结构简单的防热保温衣临时维持贮箱内部推进剂温度的要求，并且拆装方便。
一种火箭临时防热保温

[发明专利]一种基于误差补偿的蒙皮工艺净尺寸展开方法-CN202210714867.8在审
发明人：吴小军;林连镔;龚集响;马玉环;张新耀;卜鹤群 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-06-23 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： G06T17/00 文献下载
摘要：本发明的目的在于提供一种基于误差补偿的蒙皮工艺净尺寸展开方法，包括：确定装配型架的制造误差δf，确定骨架外形的制造误差δw，确定骨架装配过程中的装配误差δa；包括框类零件装配误差δa1和桁类零件装配误差δa2；按误差传递模型计算出含误差补偿的蒙皮展开外轮廓尺寸的参数，采用误差补偿机制展开的蒙皮能有直接指导研制阶段下蒙皮类零件无余量下料，在装配阶段能直接按照工艺净尺寸装配，从而取消蒙皮协调去除余量工序，提高蒙皮的装配效率和材料利用率。采用误差补偿后展开的蒙皮，装配阶段能直接应用于产品研制生产提高原材料的利用率,且公式较为简单可以通过二次开发集成到三维软件中。
一种基于误差补偿蒙皮工艺尺寸展开方法

[发明专利]一种火箭尾舱发动机摇摆间隙可视化检测方法-CN202110972809.0有效
发明人：黄帅;丁一凡;焦震;林连镔;卜鹤群 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-08-24 - 公布日： 2022-08-26 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭尾舱发动机摇摆间隙可视化检测方法，步骤1、查找火箭尾舱间隙较小处。根据火箭总装模型，在发动机周围查找间隙较小处；步骤2、尾舱总装。根据火箭总装要求，完成发动机、伺服机构及舱内单机产品；步骤3、布置摄像头和判读标记。在间隙较小处布置摄像头，监视信号传输至地面，显示在判读监视器上；判读标记厚度为安全间隙的要求值；步骤4、连接伺服中频电源、控制器。连接地面中频电源工艺电缆、控制器电缆与箭上伺服机构的电缆接插；步骤5、摇摆发动机，观察间隙。按照既定程序摇摆发动机，观察摆动过程中间隙较小处的判读标记是否发生干涉间隙，确保满足安全间隙要求。
一种火箭发动机摇摆间隙可视化检测方法

[发明专利]一种挂壁式卫星适配器-CN201910328907.3有效
发明人：谈学军;陈中强;刘汉兵;李金鑫;崔赞红;徐博;吴志亮;林连镔;王春林;刘涛 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2019-04-23 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： B64G1/22 文献下载
摘要：本发明公开了一种挂壁式卫星适配器，包括承力筒、连接板、连接盒、盖板；其中所述连接板固定安装在所述承力筒的周侧，所述连接板用于为卫星提供安装和分离的位置，所述连接盒连接相邻的两个所述连接板并且固定安装在所述承力筒周侧，所述盖板固定安装在所述连接盒上，用于封闭所述连接盒内部空间。本发明能够在单层布局上提供多颗卫星的安装连接及分离接口，并且结构简单、结构重量明显减轻、运载能力提高、星箭环境改善、节省整流罩空间。
一种挂壁式卫星适配器

[发明专利]一种适应于侧挂式卫星的点式连接分离装置-CN201910450498.4在审
发明人：顾远之;刘汉兵;陈中强;宋林郁;丁关锦;顾铖璋;曾玉琴;王春林;林连镔;吴春雷 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2019-05-24 - 公布日： 2019-09-13 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：一种适应于侧挂式卫星的点式连接分离装置，包括：卫星安装支座、卫星对接块、火工分离螺母、弹簧分离装置等。卫星安装支座为卫星的承载主结构；卫星对接块连接卫星主体；火工分离螺母与垫片、加载螺母配合，实现卫星与火箭的连接及预紧力施加；锁紧螺母、压缩弹簧、火工分离螺母配合，实现卫星与火箭的解锁；收集盒、缓冲装置、盖板配合，实现解锁后火工分离螺母的螺杆冲击缓冲及收集；弹簧分离装置与工艺螺杆配合，实现地面时的弹簧锁紧以及在轨时的卫星分离力施加。本发明采用连接解锁装置与结构一体化设计及低冲击火工分离螺母应用技术，具有重量轻、冲击低、成本低、结构紧凑、卫星侧挂承载等特点。
卫星分离螺母火工弹簧分离装置安装支座点式连接分离装置侧挂式对接块解锁配合弹簧锁承载火箭结构一体化设计连接解锁装置施加冲击缓冲工艺螺杆缓冲装置加载螺母锁紧螺母卫星主体压缩弹簧应用技术低冲击分离力收集盒预紧力重量轻主结构盖板侧挂垫片螺杆

[发明专利]一种大型运载火箭舱体复合防热结构-CN201710809825.1有效
发明人：陈鸣亮;王春林;林连镔;赵学成;吴小军;张修科;鲍国苗 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2017-09-11 - 公布日： 2019-05-28 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明提供一种大型运载火箭舱体复合防热结构，包括：低密度软木层，与火箭舱体通过粘贴连接；高密度软木层，与所述低密度软木层通过粘贴连接；耐火陶瓷纤维层，与所述高密度软木层粘贴连接，并且在耐火陶瓷纤维层的拼接表面通过螺栓与所述火箭舱体连接。本发明提供的大型运载火箭舱体复合防热结构，通过对三种不同防热性能和密度的防热材料进行复合，解决了大型运载火箭舱体上千摄氏度的热环境防护问题，同时达到了防热结构轻量化以及低成本的要求。
一种大型运载火箭复合防热结构

[发明专利]一种承偏置大集中力的助推器斜头锥结构-CN201710361143.9有效
发明人：张醒;陈鸣亮;林连镔;赵学成;王春林;张修科;王瑞凤 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2017-05-22 - 公布日： 2019-04-05 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明为一种承偏置大集中力的助推器斜头锥结构，该头锥包括上锥段、下锥段和前过渡段三个部分。所述上锥段为半硬壳式铆接结构；所述下锥段为半硬壳式铆接结构，包括高强度钢捆绑接头、化铣壳段、加强框、承弯大梁、放射筋壁板、中间框、副承力桁条、主承力桁条等结构；所述前过渡段为半硬壳式铆接结构。上锥段、下锥段和前过渡段间通过螺栓连接构成头锥整体结构。本发明解决偏置大集中力引起的火箭助推器薄壁筒体结构局部大弯矩的承载技术难题，实现了偏置大集中力结构传力、扩散的需求。
一种偏置集中力助推器斜头锥结构

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