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[发明专利]一种星箭分离装置和运载火箭-CN202310799309.0在审
发明人：张庚庆;王永坤;丁帅;朱永博;邹天平;周倩;游文彪;李绍春;王雷;陈瑞典;陈梦鑫;安红印;孙立强;胡阿玲 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本发明涉及运载火箭星箭分离技术领域，具体涉及一种星箭分离装置和运载火箭。所述星箭分离装置包括：安装板，其上开设有第一导向接口；支腿，与安装板相连接；支腿上靠近安装板的一侧设置有第一导向部，所述第一导向部适于插设于第一导向接口内以对安装板与支腿进行对接导向和/或分离导向；第一导向部与第一导向接口之间适于通过爆炸螺栓相连接；支腿上开设有第二导向接口；分离弹簧组件，固定设置于安装板上，分离弹簧组件适于顶推支腿；分离弹簧组件的顶推端设置有第二导向部，第二导向部适于插设于第二导向接口内。本发明提供的星箭分离装置，能够修正爆炸螺栓冲量对卫星姿态的影响，提高卫星入轨精度。
一种分离装置运载火箭

[发明专利]一种用于爆炸螺栓的缓冲装置-CN202310807577.2在审
发明人：张庚庆;王永坤;朱永博;邹天平;周倩;游文彪;李绍春;王雷;陈瑞典;陈梦鑫;安红印;孙立强;胡阿玲 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-07-03 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： F16B5/02 文献下载
摘要：本发明提供一种用于爆炸螺栓的缓冲装置，包括：箱体，底壁开设有贯通的第一通孔；游动螺母，采用高强度钢制成，抵接在箱体底壁的内侧，并设有适于与爆炸螺栓连接的螺纹孔；螺纹孔与第一通孔对齐；第一通孔直径大于螺纹孔直径；顶块，采用轻质金属制成；顶块与箱体内腔卡接，从而阻止顶块围绕第一通孔轴线转动；顶块与箱体在第一通孔轴向上形成滑动连接；顶块底面设置有凹槽；凹槽与游动螺母卡接，从而阻止游动螺母围绕螺纹孔轴线产生转动；在游动螺母与凹槽两者的侧壁之间设有游动间隙；缓冲件，设置在顶块顶面与箱体顶壁之间。该装置克服了现有技术的缓冲装置自身质量偏大的缺陷。
一种用于爆炸螺栓缓冲装置

[实用新型]两位三通电磁阀-CN202223150957.3有效
发明人：刘仁豪;黄志亮;孙冬;王洁瑶;吕杰 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2022-11-23 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F16K11/044 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种两位三通电磁阀，其包括：阀座，具有安装槽和两个第一流道，安装槽设置在阀座一端的端面上，两个第一流道分别和安装槽连通；套筒，具有沿轴线方向顺次连接的导磁段和非导磁段，导磁段的远离非导磁段的一端穿设在安装槽内并与阀座可拆卸连接；相互磁力配合的挡铁和衔铁组件，挡铁设置在非导磁段的远离导磁段的一端，挡铁上设置有供介质流通的第二流道，第二流道贯穿挡铁并与套筒连通；衔铁组件沿套筒的延伸方向可移动地设置在套筒内，衔铁组件封堵第二流道，以使两个第一流道连通，或者衔铁组件封堵其中一个第一流道，另一个第一流道与第二流道连通；线圈组件，一端设置在导磁段的外周，另一端延伸至挡铁的外周。
三通电磁阀

[发明专利]一种卫星支架、卫星支架组件及运载火箭-CN202310797804.8在审
发明人：张庚庆;李绍春;安红印;陈瑞典;陈梦鑫;王雷;孙立强;胡阿玲;王永坤;朱永博;邹天平;周倩;游文彪 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本发明提供一种卫星支架、卫星支架组件及运载火箭。该卫星支架包括：下端框，呈环形，适于与火箭箭体连接；上端框，为小于上端框的环形，设置在下端框的上方，适于与卫星连接；多根桁条，沿下端框圆周分布并连接在上端框与下端框之间；中间框，设置在上端框和下端框之间，并与桁条连接；附件安装板，顶边与上端框连接，底边与中间框连接，两侧边与相邻的桁条连接；附件安装板适于安装适用于火箭的电气设备和/或动力系统气瓶。该卫星支架克服了现有技术的卫星支架仅作为承载结构件造成结构效率低的缺陷，可使火箭的二级布局更加紧凑，缩短了二级火箭的长度从而提高二级火箭的结构效率并降低箭体自重，提升了火箭运载系数。
一种卫星支架组件运载火箭

[发明专利]一种制导控制的方法及电子设备、存储介质-CN202210177843.3在审
发明人：时剑波;彭小波;廉永正 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及制导控制领域，具体涉及一种制导控制的方法及装置、电子设备，方法包括：获取目标飞行器的飞行状态参数，基于飞行状态参数进行制导计算确定初始指令程序角，利用初始指令程序角确定指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量，基于指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角，当实时指令攻角超过攻角约束值时，基于指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及速度方向单位矢量对第一初始指令程序角以及二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，以对目标飞行器进行飞行控制。当发现异常时，及时进行修正，保证了目标飞行器的安全行驶。
一种制导控制方法电子设备存储介质

[发明专利]贮箱与发动机机架的检测系统以及检测方法-CN202310456512.8在审
发明人：胡阿玲;张晓颖;王雷 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-04-25 - 公布日： 2023-07-25 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及运载火箭领域，提供一种贮箱与发动机机架的检测系统，包括：液氮加泄机构，包括加注管和液氮容器，加注管用于连通贮箱和液氮容器；增压机构，包括增压气管，增压气管与贮箱连通；推力加载机构，位于发动机机架的底部，推力加载机构用于向发动机机架的中心位置施加推力；采集机构，包括温度检测件和应变检测件，贮箱的表面和发动机机架上均设有温度检测件和应变检测件，用于检测所述贮箱的表面温度和应变，并检测所述发动机机架的表面温度和应变，实现了贮箱的多重性能检测。
发动机机架检测系统以及方法

[发明专利]一种双旋流火炬点火器和火箭发动机-CN202310538591.7在审
发明人：鲍启林;唐敏佳;高翔宇;刘岳曦;刘鹏程 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-05-12 - 公布日： 2023-07-25 - 主分类号： F23Q2/16 文献下载
摘要：本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种双旋流火炬点火器和火箭发动机。所述双旋流火炬点火器包括：头腔壳体，包括沿径向间隔设置的第一侧周壁和第二侧周壁，第一侧周壁与第二侧周壁之间间隔形成氧化剂集合腔；第一侧周壁与高能点火器的外侧周壁之间间隔形成氧化剂旋流通道；第一侧周壁上开设有氧化剂旋流喷注孔；燃烧室壳体的内壁包围形成点火燃烧室，点火燃烧室与氧化剂旋流通道连通；燃料集合腔壳体的内壁与燃烧室壳体的外壁之间间隔形成燃料集气腔；燃烧室壳体上开设有燃料喷注孔。本发明提供的双旋流火炬点火器，点火流量小，热流密度高，能量高，可实现小流量条件下对发动机推力室和预燃室的可靠点火。
一种流火点火器火箭发动机

[发明专利]运载火箭尾段结构及运载火箭-CN202310485986.5在审
发明人：陈梦鑫;张庚庆;王雷 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-04-28 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本发明提供了一种运载火箭尾段结构及运载火箭，其中运载火箭尾段结构包括：上支撑框、中间框和下支撑框，上支撑框、中间框和下支撑框用于承载径向载荷，且沿运载火箭尾段结构的轴向间隔设置；纵向支撑件，多个纵向支撑件中的至少一个纵向支撑件的两端分别与上支撑框和中间框连接，至少一个纵向支撑件的两端分别与中间框和下支撑框连接；蒙皮，设置在纵向支撑件上，蒙皮包覆上支撑框、中间框、下支撑框和纵向支撑件；连接支座，设置在纵向支撑件上，且位于容纳腔外；连接支座用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。本发明通过设置连接支座，实现了着陆支撑机构在尾段上的快速安装和便捷拆卸及维护，进而提高了运载火箭的安装效率和维护效率。
运载火箭尾段结构

[实用新型]截止阀-CN202223151029.9有效
发明人：刘仁豪;武正;宋学洋;黄志亮;于新宇 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2022-11-23 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： F16K1/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种截止阀，截止阀包括：阀体，具有阀口，阀体的外侧壁上设置有第一齿形结构；驱动部，设置在阀体上，驱动部上设置有第二齿形结构，驱动部与阀体之间形成容纳腔，容纳腔与阀口连通，驱动部具有在轴向上相对阀体移动的啮合位置和分离位置，当驱动部处于啮合位置时，第二齿形结构与第一齿形结构啮合以限制驱动部相对阀体转动；阀芯组件，设置在容纳腔内，阀芯组件包括阀杆和阀芯，驱动部与阀杆驱动连接，阀杆的一端与阀芯驱动连接，阀芯可移动地设置在阀口处，驱动部与阀杆同步转动以使阀芯能够封堵或打开阀口。通过本申请提供的技术方案，能够解决现有技术中的截止阀容易泄露的问题。
截止阀

[发明专利]针对电机的伺服冗余控制方法、装置、设备和存储介质-CN202310318494.7在审
发明人：刘海;李彦辰;江良伟;朱瑾;姚波;陈俊;韩瑜 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-03-28 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： H02P6/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种针对电机的伺服冗余控制方法、装置、设备和存储介质，其中，电机与丝杠连接，丝杠套设有丝杠输出杆，电机转动带动丝杠转动，使丝杠输出杆直线运动；方法包括：通过第一位置传感器检测丝杠输出杆的第一实时位移，以及通过第二位置传感器检测丝杠输出杆的第二实时位移；通过旋转传感器检测电机的旋转角度；若在第一实时位移和第二实时位移中，其中一个位移与旋转角度不相匹配，基于另一个位移对电机进行控制；若第一实时位移和第二实时位移均与旋转角度不相匹配，基于旋转角度对电机进行控制。可靠性高。
针对电机伺服冗余控制方法装置设备存储介质

[发明专利]一种发动机支撑装置和运载火箭-CN202110444387.X有效
发明人：彭小波;董彦民;崔深山;王永坤 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：本发明公开一种发动机支撑装置和运载火箭。其中发动机支撑装置连接发动机和舱体内的周向连接框，发动机支撑装置包括：分体支撑件，多个所述分体支撑件围合形成安装支撑件，所述安装支撑件适配于所述发动机且位于所述发动机的上方，所述安装支撑件连接所述发动机和所述舱体；连接固定件，所述连接固定件适配于所述分体支撑件，且连接相邻的所述分体支撑件以形成所述安装支撑件。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有多个分体支撑件，相对于现有技术中的发动机支撑装置为一体设置而言，本发明的发动机支撑装置的生产制造成本远低于后者的生产制造成本，从而降低了制造成本；以及多个分体支撑件围合形成安装支撑件，从而提高了承载能力。
一种发动机支撑装置运载火箭

[实用新型]单向阀-CN202223116349.0有效
发明人：刘仁豪;武正;宋学洋;于树华 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2022-11-23 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： F16K15/06 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种单向阀，单向阀包括：阀体，具有阀腔和阀口，阀口与阀腔连通；导向件，设置在阀腔内；阀芯，可移动地设置在阀腔内，阀芯具有相对设置的封堵端和第一开口端，阀芯的第一开口端套设在导向件的外周，导向件能够对阀芯进行导向，封堵端对应阀口设置，阀芯用于封堵或打开阀口；阻尼组件，设置在阀芯和导向件之间，阻尼组件能够增加阀芯和导向件之间的摩擦力，进而能够降低阀芯相对导向件的移动速度。应用本实用新型的技术方案，解决现有技术中的装置的使用寿命短的问题。
单向阀

[发明专利]一种商业航天固体运载火箭集装箱系统-CN202310467899.7在审
发明人：贺红卫;闫欢;耿鸿月;胡前雨;季海波;郑善魁;宁阳;孙增辉 -专利权人：中国兵器科学研究院;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2023-04-27 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： B65D88/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种商业航天固体运载火箭集装箱系统，该系统中运载火箭集装箱的上半部箱体和下半部箱体通过锁扣组件连接组成密闭箱体空间，下半部箱体包括第一子箱体、第二子箱体及第三子箱体，第一子箱体通过第一插接部件连接于第二子箱体的一端；第三子箱体通过第二插接部件连接于第二子箱体的另一端；第二子箱体的内部设置多个弧形托座，多个弧形托座用于将一级、二级以及三级任务发射模块组装完成的固体运载火箭发射模块固定于第二子箱体内；整流罩集装箱内沿第一方向固定有整流罩本体，整流罩本体内固定有四级任务发射模块。通过两个集装箱实现商业航天固体运载火箭的运输，且通过拆解插接部件和上半部箱体，实现商业航天固体运载火箭的组装。
一种商业航天固体运载火箭集装箱系统

[发明专利]一种火箭发动机控制系统及控制方法-CN202310318651.4在审
发明人：朱瑾;彭小波;王锦轩 -专利权人：北京星际防务科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-03-28 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F02K9/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种火箭发动机控制系统及控制方法，其中，火箭发动机控制系统包括：第一控制系统、第二控制系统和总控制器，其中，第一控制系统和第二控制系统分别与火箭发动机系统的执行机构连接；总控制器分别与第一控制系统、第二控制系统的控制端连接，以根据第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态切换第一控制系统或第二控制系统对执行机构进行控制。通过对控制系统进行冗余设计，大幅提升系统的可靠性和安全性，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。
一种火箭发动机控制系统控制方法

[发明专利]三偏心蝶阀-CN202310325507.3在审
发明人：刘柯欣;宋学洋;邵超凡 -专利权人： 北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际荣耀空间科技股份有限公司
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F16K1/226 文献下载
摘要：本发明提供了一种三偏心蝶阀，包括：外壳，外壳具有流道；蝶板，蝶板位于流道内并和流道的内壁可分离地密封配合，蝶板将流道间隔为两个子腔，蝶板可转动地设置，以连通或断开两个子腔；铰链组件，铰链组件设置在外壳上，铰链组件的一端穿设在流道内并和蝶板铰接，铰链组件沿外壳可移动地设置，以带动蝶板在流道内转动。采用该方案，通过铰链组件实现对蝶板的转动驱动进而完成三偏心蝶阀的开阀与关阀，控制方式简单，降低了驱动蝶板转动时所需的力矩，避免了现有技术中采用驱动组件直接对蝶板进行转动驱动时所需力矩较大，易导致驱动组件易损坏的情况，保证三偏心蝶阀的可靠性。
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