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[发明专利]便于火箭回收的箭体结构及液体火箭-CN202010370896.8有效
发明人：杨瑞康;葛明和;韩建业 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-05-06 - 公布日： 2020-11-03 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明提供便于火箭回收的箭体结构及液体火箭，包括子级火箭，子级火箭远离主发动机一端设置挂锁主体，挂锁主体包含固定部，弹射杆，挂锁主体和卡座，固定部周向设置在所述子级火箭表面，且与子级火箭固定连接，弹射杆一端通过旋转器与固定部连接，另一端通过开关机构与卡座连接，挂锁主体用于通过弹射杆折叠设置于子级火箭表面；在子级火箭回的收过程中，弹射杆随开关机构的打开向远离子级火箭轴线方向展开，以带动所述挂锁主体打开，通过着陆表面配合设置的回收装置，完成对子级火箭的固定回收。同现有技术相比，可以降低对火箭回收的姿态和速度要求，提高火箭回收的成功率。
便于火箭回收结构液体

[发明专利]一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法-CN202011480564.1有效
发明人：王聪;宋征宇;胡海峰;巩庆海 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2020-12-15 - 公布日： 2021-07-13 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法，属于运载火箭控制技术领域，包括以下步骤：根据火箭软着陆过程建立满足凸优化的火箭动力软着陆段运动方程、火箭动力软着陆段状态约束方程，并获取火箭动力软着陆段目标函数；根据火箭动力软着陆段运动方程、火箭动力软着陆段状态约束方程、以及火箭动力软着陆段目标函数建立火箭动力软着陆段在线轨迹序列凸优化方程；在线滚动规划软着陆段可行域最大的理想轨迹。本发明提供的一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法，提升可重复使用火箭进入动力软着陆段后的抗干扰能力，并且适于在线求解复杂约束的轨迹规划问题。
一种基于优化火箭软着陆轨迹规划方法

[实用新型]火箭炉底座折叠收纳拖行箱-CN201922163537.0有效
发明人：阮前程 -专利权人：阮前程
申请日： 2019-11-29 - 公布日： 2020-10-09 - 主分类号： F24B1/18 文献下载
摘要：本实用新型是一种火箭炉底座折叠收纳拖行箱，火箭炉使用后能即时折叠收纳，能隔离火箭炉体高温传导，不用等待炉体降至手可触摸安全温度才能收纳，随时拖行，安全置放，火箭炉底座折叠收纳拖行箱是一个长方形有可折叠限位支撑盖板的箱体，与火箭炉体通过活动折叠转轴装置连接，实现火箭炉体的直立和平置收纳，当火箭炉上翻至直立时，火箭炉体下底后端安装的活动重力垂直支撑脚重力作用成垂直状，配合活动折叠转轴装置支撑火箭炉体的直立平衡，火箭炉底座折叠收纳拖行箱体下底板四角安装万向轮，万向轮内侧安装伸缩拖行拉杆装置，火箭炉收纳后，火箭炉体在一个封闭隔热的箱体中，可安全、便捷、放心地置放，携带、移动、拖行，使用简单，省心省力。
火箭底座折叠收纳拖行箱

[实用新型]火箭后支点支撑调整装置-CN201921892407.4有效
发明人：张瑜;张彦杰;韩召洋;韦银利;杨俊;吴雪 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-11-05 - 公布日： 2020-08-11 - 主分类号： B64G1/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种火箭后支点支撑调整装置，其包括回转支座、旋转推动单元、支撑单元和牵拉单元；旋转推动单元设置在回转支座与起竖臂之间，用于推动回转支座旋转以让开火箭起飞空间；支撑单元设置在回转支座上，其用于对火箭的后支点进行支撑；牵拉单元与回转支座和支撑单元连接，在火箭起竖过程中，支撑单元对火箭的支撑逐步转换为牵拉单元对火箭的牵拉。本实用新型能够有效地降低火箭转运、起竖的支撑风险，避免由于起竖臂结构变形对火箭产生的额外附加力；特别是火箭在转载和对接过程中，本实用新型能够对火箭进行多自由度的调节，有效地降低火箭在转载时的对接和调整难度，显著地提高火箭在起竖后与发射台对接的效率。
火箭支点支撑调整装置

[实用新型]一种水火箭推力测试装置-CN202320254783.0有效
发明人：李易;张扬;刘锦毅;李星瑶 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-02-20 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明一种水火箭推力测试装置，属于火箭发动机测试技术领域；包括测试台架、推力传感器、固定架、卡扣式开车台、定容瓶、水箱、气泵和管路；测试台架为型材框架，用于安装待测水火箭和其它组件；推力传感器用于测试水火箭的推力；固定架固定在水火箭上端部，固定架与测试台架的顶部活动连接，使水火箭头部向上在测试台架的框架内沿竖直方向一维运动；卡扣式开车台与水火箭的喷口相连，用于水火箭的开车；所述定容瓶、水箱、气泵依次布置在测试台架的底部，通过管路将定容瓶、水箱、气泵与卡扣式开车台连接，为水火箭注水加压。本发明所述水火箭推力测试装置，能够较为精确地测量水火箭的推力，填补了水火箭推力测试领域空白。
一种水火推力测试装置

[发明专利]一种火箭壁板自动清洗方法及自动清洗装置-CN202110034391.9在审
发明人：张朋朋;刘旭升 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-01-12 - 公布日： 2021-04-20 - 主分类号： B08B3/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种火箭壁板自动清洗方法及自动清洗装置。将火箭壁板固定于自动清洗装置，使火箭壁板在伺服电机的控制下，随着传动链条进入自动清洗装置进行自动清洗。在自动清洗装置的控制下，依次对火箭壁板第一表面进行去污清洗、残液吹除和油脂检测，对油脂检测结果合格的火箭壁板依次进行漂洗、残液吹除和烘干，火箭壁板第一表面完成全部的清洗及烘干后，使火箭壁板在伺服电机的控制下，随着传动链条继续前进，使火箭壁板第二表面进入清洗区域，并继续对火箭壁板第二表面进行自动清洗工作。本发明通过自动化控制实现火箭壁板自动清洗、吹除、烘干等作业，减少人为干预，使火箭壁板清洗效率得到有效提高。
一种火箭壁板自动清洗方法装置

[发明专利]火箭级间比的计算方法、装置、终端设备及介质-CN202111489461.6在审
发明人：汪潋;李晓苏;黎桪;杨跃;范威;王志军;龚习;李钧;朱丹;刘欣;罗喜望;赵宁;徐娉婷;周末 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-07 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭级间比的计算方法、装置、终端设备及介质，其中所述方法包括：根据预设的不同火箭载荷及火箭测量参数，计算所述火箭的全箭质量；根据所述火箭测量参数和目标载荷，计算不同二级火箭质量下的第一特征速度曲线和第二特征速度曲线；根据所述不同二级火箭质量下的第一特征速度曲线和第二特征速度曲线，计算所述火箭的目标二级质量；根据所述全箭质量和所述目标二级质量，计算所述火箭的火箭级间比。采用本发明，能解决现有技术中火箭级间比优化计算时涉及的多次计算及复杂度较大等技术问题。
火箭计算方法装置终端设备介质

[发明专利]基于火箭发射时序的火箭时空位置模拟方法及装置-CN202210542148.2在审
发明人：张显;刘小东 -专利权人：中国人民解放军61191部队
申请日： 2022-05-18 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于火箭发射时序的火箭时空位置模拟方法及装置，方法包括：从互联网检索火箭发射时序；根据火箭发射时序，模拟计算火箭时空位置信息；根据得到的火箭时空位置信息，在地理标图系统上绘制火箭飞行轨迹；在用户触发开始后，根据时空位置信息模拟火箭飞行实时位置信息。本发明实现了从火箭发射时序模拟计算火箭时空位置并实时显示的功能，将碎片化信息整合生成时空连续数据，并通过地理标图系统实时显示目标运动轨迹，提升了火箭目标时空信息显示的连续性和准确度，为后续相关计算提供了有效的数据支撑
基于火箭发射时序时空位置模拟方法装置

[发明专利]火箭垂直起飞段轨迹测量方法和系统-CN202210705063.1在审
发明人：李希宇;高昕;师恒;王强;雷呈强;胡蕾;宗永红;郑东昊 -专利权人：中国人民解放军63921部队
申请日： 2022-06-21 - 公布日： 2022-09-16 - 主分类号： G01S17/58 文献下载
摘要：本发明涉及一种火箭垂直起飞段轨迹测量方法和系统，通过将三台激光雷达安装于精密跟踪架形成联合测量系统，在火箭发射前，激光雷达持续扫描火箭中上部区域获取静态激光点云数据，基于提出的激光点云数据修正、火箭扫描区域椭圆圆心求解、火箭目标区域轨迹坐标转换以及三台激光雷达轨迹融合处理方法，计算并分析得到激光雷达静态与动态轨迹测量精度。在火箭发射试验中，激光雷达高精度跟踪扫描火箭中上部区域，通过三台雷达数据处理算法实时高精度输出火箭垂直起飞段轨迹数据，本发明通过三台激光雷达联合测量火箭目标区域有效提高了火箭轨迹数据的准确度和实时性，保证了火箭发射安全
火箭垂直起飞轨迹测量方法系统

[发明专利]一种海上悬浮式火箭发射平台、火箭发射装置及发射方法-CN202210914074.0有效
发明人：王亚男;布向伟;王永刚;黄亚军;郝丁;刘睿哲 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司
申请日： 2022-08-01 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种海上悬浮式火箭发射平台、火箭发射装置及发射方法，属于火箭海上发射领域，一种海上悬浮式火箭发射平台包括导流器、支撑件和行走轨道；导流器为波浪形结构，导流器内部包括压水舱，且压水舱与导流器“U”形部通过液体流道连通；一种火箭发射装置包括海上悬浮式火箭发射平台以及发射船、发射台和行走台车；海上悬浮式火箭发射平台与发射船连接，发射台设置于所述行走台车上，依靠行走台车的转运，能够将火箭运送至海上悬浮式火箭发射平台进行发射本发明能够提高火箭海上发射的便利性，提高海上火箭发射效率，生产、使用以及维护费用低。
一种海上悬浮火箭发射平台装置方法

[发明专利]一种牵制释放装置及其系统-CN202111159050.0有效
发明人：孙志超;王英诚 -专利权人：北京中科宇航技术有限公司
申请日： 2021-09-30 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B64G5/00 文献下载
摘要：本申请公开了一种牵制释放装置及其系统，其中，牵制释放装置，包括：用于放置火箭的火箭支撑座和为火箭提供牵制力的牵制臂；火箭支撑座设置于火箭发射台上，牵制臂平行设置于火箭支撑座远离火箭的一侧的火箭发射台上，且与火箭支撑座间隔预设距离；牵制臂包括：锁紧机构、移动机构和控制系统；移动机构的下端设置于火箭发射台上，移动机构的上端与锁紧机构连接，控制系统分别与锁紧机构和移动机构连接，锁紧机构和移动机构接收控制系统发送的工作指令，根据工作指令对火箭进行牵制或释放。
一种牵制释放装置及其系统

[发明专利]一种用于火箭系统的检查方法及装置-CN202310876603.7有效
发明人：陈乐;布向伟;彭昊旻;赵也倪;文天乐 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-07-18 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及航天技术领域，特别是指一种用于火箭系统的检查方法及装置。所述方法包括：获取火箭各系统中待检查部件的位置参数、待检查数据，以及火箭模型数据；根据所述位置参数将所述待检查数据与所述火箭模型数据进行绑定，得到待检查火箭模型；将接收到的检查数据输入所述待检查火箭模型本发明的上述方案，通过将待检查数据与火箭模型数据进行绑定，得到待检查火箭模型，将实际的检查数据输入到待检查火箭模型中对火箭各系统的状态进行检查，实现了简便直观的对火箭系统进行测试和控制的目的，具有节约成本和适用性较广的优点
一种用于火箭系统检查方法装置

[实用新型]一种火箭教学模型发射车用的限位支架-CN201922134813.0有效
发明人：王羊子;王刚 -专利权人：廊坊中模特种装备有限公司
申请日： 2019-12-03 - 公布日： 2020-06-19 - 主分类号： G09B25/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种火箭教学模型发射车用的限位支架，包括安装在仿真火箭车上的第一伸缩缸和第二伸缩缸以及固定在火箭发射筒上的调节座；所述仿真火箭车上设置有安放所述火箭发射筒的放置槽道，所述放置槽道与火箭发射筒侧壁形状适配，所述第一伸缩缸的下端设置在所述放置槽道的中间位置，其上端与火箭发射筒的侧壁铰接。本申请中通过在仿真火箭车上的中部安装有第一伸缩缸和在仿真火箭车的尾部安装用于调节火箭发射筒的第二伸缩缸，其中支撑座利用导向柱和缓冲簧进行调节对支撑轴起到支撑作用，从而起到火箭发射筒升降以及缓冲调节的作用
一种火箭教学模型发射限位支架

[实用新型]能自动打开降落伞的水火箭-CN200620167911.4无效
发明人：徐永生 -专利权人：徐永生
申请日： 2006-12-08 - 公布日： 2007-11-21 - 主分类号： A63H27/00 文献下载
摘要：一种能自动打开降落伞的水火箭，包括火箭头、贮藏仓、动力仓、尾翼、降落伞、系绳1、系绳2。降落伞的伞绳和系绳1的一头连结，系绳1的另一头连结在火箭头顶点，火箭头套在贮藏仓上，水火箭直喷到一定高度后，主体倾斜，火箭头脱出贮藏仓，火箭头掉落带出系绳1，降落伞同时被带出贮藏仓，在空中自动打开。火箭头连结系绳2，系绳2的另一头连结在贮藏仓上，火箭头虽然离开贮藏仓，但被系绳2拉着，使水火箭的火箭头、贮藏仓、动力仓、尾翼都在降落伞的作用下缓慢下降。
自动打开降落伞水火

[发明专利]一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法-CN202111340012.5在审
发明人：张敏刚;王永海;徐春铃;付秋军;巩英辉;姜智超;杨丁;刘辉;孙精华;杨缙;曹轶;王锦涛;冯建林;闫颖鑫;陈志刚;刘明;刘建辉;杨明;张宁宁 -专利权人：北京临近空间飞行器系统工程研究所
申请日： 2021-11-12 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本公开的一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法，根据所述火箭助推段的运动参数建立所述火箭助推段弹道三自由度运动模型；根据所述火箭助推段三自由度运动模型构建所述火箭助推段飞行程序角模型；基于所述火箭助推段飞行程序角模型建立所述火箭助推段弹道优化模型；基于粒子群算法和所述火箭预设初值计算得到所述火箭助推段弹道优化模型的最优解。能有效解决固体运载火箭弹道优化设计问题，末助推级液体推进剂消耗减少11.1％，收敛速度快，配置参数少，易于工程实现等优点。
一种基于粒子算法火箭助推弹道优化方法