摘要：本申请涉及一种飞行器液体动力系统及其液体发动机支架组件，其包括安装板内设有介质供应通道，并且其上远离飞行器的一侧设有用于安装液体发动机组的第一密封安装部，第一密封安装部上设有与介质供应通道连通的出口槽；支撑杆件安装在安装板上靠近飞行器的一侧上；管路组件与介质供应通道密封连接。使用时，安装板通过支撑杆件与飞行器连接，液体发动机组安装在安装板上，然后将管路组件与介质供应通道密封连接，使得液体发动机组承力结构和管路的连接在与安装板连接的同时就可完成。供应介质经过管路组件和进入到安装板内，然后经过安装板的出口槽，进入液体发动机组内，这样的结构将承力结构和介质供应管路设为一体，从而减少空间的占用。

摘要：本发明公开了一种适用于舵系统的模态参数获取系统及方法，涉及舵系统模态分析技术领域，包括载荷加载子系统，其用于根据预设的多个时刻的气动参数分别处理得到相应的气动力分布，并基于所述多组气动力分布分别向舵面施加气动力。模态测试子系统，其用于在向舵面施加气动力时，对舵系统进行模态试验，以获取舵系统在不同气动力下的模态参数。本发明通过载荷加载系统对舵面模拟施加气动力，获取舵系统在不同气动力作用下的模态参数，提高舵系统模态参数的预示精度。

摘要：本发明公开了一种基于二跳网络的巡飞弹编队圆锥障碍物避障方法及系统，涉及多飞行器协同制导与控制算法领域，该方法包括构建巡飞弹模型，并确定巡飞弹模型的状态变量，以及巡飞弹编队的通信拓扑结构；构建巡飞弹圆锥障碍物模型，且巡飞弹圆锥障碍物模型中障碍物表面构建有β智能体；构建巡飞弹编队子控制律算法，所述巡飞弹编队子控制律包括队形保持控制律、导航反馈控制律和编队避障控制律；对β智能体进行状态更新，更新β智能体的位置和位置速度；构建得到巡飞弹编队圆锥障碍物避障算法，并对巡飞弹编队的初始状态进行设置。本发明能够达到多巡飞弹系统按照期望的速度和队形编队飞行的目的。

摘要：本申请公开了一种飞行器用多功能口盖，涉及航天技术领域，包括主体部、多个吊点件和多个连接件，其中，主体部包括口盖部和环绕在所述口盖部四周的口盖周侧区域部，所述口盖部包括操作口盖和透波口盖，所述透波口盖嵌设于所述操作口盖内；多个吊点件分布于所述主体部四周；多个连接件分布于所述主体部四周，所述口盖部通过所述连接件与所述口盖周侧区域部连接。本申请提供的一种飞行器用多功能口盖，集操作、透波、起吊多个功能于一体，避免飞行器舱体结构上设置过多的开口导致飞行器整体结构刚度降低。

摘要：本发明公开了一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统，涉及制导火箭弹技术领域，该方法包括基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求若是，则以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；若否，则进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。本发明能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升。

摘要：本发明公开了一种R型活门座氟塑料密封环宽度的有限元计算方法及系统，涉及航天阀门技术领域，包括基于仿真软件ABAQUS进行密封副的建模，并定义建模中各部件间接触的相互作用；对密封副的边界条件进行设置，并在金属阀芯块的上端面施加压力载荷；采用迭代法对活门座和阀芯组件关闭状态进行非线性分析；对活门座与氟塑料阀芯块的接触应力进行分析，得到密封带宽度。本发明能够比较准确地计算氟塑料阀芯块受活门座挤压形成的密封副宽度，进而预测密封性能。

摘要：本申请涉及一种模拟远场到靶激光参数的装置与方法，其包括激光发射系统；光斑调节系统，其用于调节所述激光发射系统发射的激光束的光斑形态和光束尺寸以及用于控制激光束抖动；入射角调节系统，其用于驱使所述光斑调节系统绕激光辐照点作旋转运动，以调节所述光斑调节系统输出激光束到达靶目标打击点的入射角度。本发明可对外场远距离传输靶面光斑尺寸、光斑形貌、激光入射角和抖动状态等到靶激光参数进行模拟，实现外场靶标辐照过程模拟，采集近真实环境下激光毁伤数据，获得毁伤关键数据，可为激光装备指标论证与系统研制提供重要支撑。

摘要：本发明公开了一种飞行器自适应速度控制方法、装置、设备及存储介质，涉及飞行器控制技术领域，飞行器自适应速度控制方法包括以下步骤根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整；根据实时调整的燃油流量控制当量比控制飞行器的巡航速度。本发明通过在线推阻特性辨识和速度偏差反馈进行液体冲压发动机燃油流量调节速度控制的自适应控制方案，实现了液体冲压动力飞行器的巡航速度控制。

摘要：本发明涉及航天航空领域，公开了一种偏置侧挂式火箭适配器结构，包括承力件，相对于火箭的整流罩的中心轴偏心设置；承载底板，设置在承力件的一端；以及支撑连接件，连接承力件和承载底板；其中，承力件、承载底板、支撑连接件以及火箭的整流罩合围形成用于设置火箭的有效载荷的包络空间，火箭的整流罩的中心轴穿过包络空间。通过偏心设置承力件，在不改变整流罩尺寸的情况下，可扩大火箭内部有效的包络空间，便于搭载单个尺寸更大的有效载荷。通过支撑连接件的作用，可提高适配器结构的强度，避免承力件受到的力载荷超过允许范围，通过承载底板可实现火箭适配器结构与火箭末级其他部段的连接。

摘要：本发明涉及航天航空领域，公开了一种整流罩与火箭适配器一体化结构及运载火箭，一体化结构包括适配器本体，包括适配器框架和多个加强肋板；多个加强肋板沿适配器框架周向间隔设置；整流罩本体，设置在适配器本体的外周，整流罩本体包括多块沿周向依次拼接的整流板，每块整流板与至少一个加强肋板通过第一连接解锁机构连接。通过在适配器框架的周向设置加强肋板，并在加强肋板上通过第一连接解锁机构连接整流罩本体，将适配器框架的承载力分散至加强肋板和整流罩本体，在无需增大外形尺寸的情况下有效提高适配器本体的结构强度和承载力，大幅降低了运载火箭的全箭结构重量。

摘要：本发明涉及航天航空领域，公开了一种带辅助支撑的火箭适配器结构及火箭整流罩分离方法，火箭适配器结构，包括适配器本体，其具有沿长度方向设置的固定端和悬臂端，所述固定端用于与火箭末级连接；以及辅助支撑件，设置在所述适配器本体的所述悬臂端；所述辅助支撑件包括第一支撑部和第二支撑部，所述第一支撑部与所述适配器本体的悬臂端连接，所述第二支撑部与所述第一支撑部通过连接解锁机构连接，所述第二支撑部还用于与整流罩连接。通过辅助支撑件设置在适配器本体的悬臂端，可大幅提高火箭适配器结构的承载能力，在保证相同承载力下有效降低火箭适配器结构的重量。

摘要：本申请公开了一种冗余直流UPS电源，涉及UPS电源的技术领域，包括健康管理模块、蓄电池、切换模块和多个AC/DC模块；所述蓄电池通过所述切换模块与所述AC/DC模块并联，且多个所述AC/DC模块并联；所述健康管理模块与所述切换模块和多个所述AC/DC模块均相连，并被配置为在所述AC/DC模块无输出电压时，控制所述切换模块导通所述蓄电池在的线路以使所述蓄电池输出电压，或者，在所述AC/DC模块有输出电压且所述蓄电池需要充电时，控制所述切换模块导通所述蓄电池在的线路以使所述AC/DC模块通过该线路为所述蓄电池充电。本申请能够解决相关技术中现有AC/DC变换器供电不可靠和蓄电池无充电管理的技术问题。

摘要：本申请涉及一种液体火箭发动机屏蔽式电动预压泵，包括定子组件，其包括定子和供定子接入交变电源的电源接入装置，定子接入交变电流后在其内部产生旋转磁场；转子组件，其转动设置于定子内，转子组件包括中空的转轴和设于转轴内的增压叶片，转轴在旋转磁场中以其中心轴线为转动轴转动；转轴与定子组件之间留有机械气隙，转轴两端分别通过前连接件和后连接件与定子组件转动连接，前连接件和后连接件上均设有连通于转轴和机械气隙的冷却循环口。本申请中的采用电源驱动预压泵，既解决了预压泵与液体火箭发动机的耦合问题，实现了预压泵的独立工作，又规避了传统的从主泵后引高压推进剂的能量损耗，系统能量利用率高。

摘要：本申请涉及一种适用于两边出气的燃发器压强波动的绝热结构，该燃发器具有一壳体，所述壳体内设有一中心管，其特征在于，其包括壳体绝热层，所述壳体绝热层包括外筒体、内筒体和环状连接层，所述外筒体的外壁用于粘接在所述壳体内壁上，所述内筒体位于所述外筒体内，所述内筒体的一端与所述外筒体的一端之间形成燃面窗口，且所述内筒体的直径大于所述中心管外径，所述环状连接层的外边缘和内边缘分别与所述外筒体另一端和内筒体另一端相连接，并在所述外筒体、内筒体和环状连接层之间形成药柱填充空间。本申请可以解决相关技术中药柱绝热层脱粘的问题。

摘要：本发明公开了一种火箭发动机的测压转接装置，涉及火箭发动机技术领域，该装置包括，其包括测压孔接头，其包括与发动机盖体相连的第一固定端，测压孔接头内部设有第一通道；弯管转接头，其包括第一连接端和第二连接端，且弯管转接头内设有第二通道，第一连接端用于与测压孔接头的第二固定端密封配合以使第二通道与第一通道连通，第二连接端与传感器相连以使第二通道与传感器相连，且转接头可相对测压孔接头转动以改变压强传感器的装配位置；连接组件，其用于将测压孔接头压紧于转接头上。本发明中火箭发动机的测压转接装置通过设置可拆卸的转接头使得转接装置既能满足测压压强传感器正常安装，又能指向特定方向，不与飞行器相互干涉。

摘要：本申请涉及一种大燃气量供气模式的固体矢量推力装置，属于运载火箭姿控动力系统技术领域，包括燃发器，其包括壳体和位于壳体两端的燃气排出口，壳体内设有一端开口四周封闭的双层环形绝热层，双层环形绝热层内装填有药柱，双层环形绝热层的中心孔内设有中心管，中心管的一端朝向双层环形绝热层的开口端并与其中一个燃气排出口连通，中心管的另一端与另一个燃气排出口连通；姿控器，其包括将多组燃发器首尾连接并组成环形燃气通道的多条燃气管路，多条燃气管路上共设有六组推力器，六组推力器出口方向的轴线共同组成“卄”形结构。本申请采用两边出气的燃发器能够节省近一半的消极质量，且能够长时间工作并提供大燃面的恒定流量的燃气。

摘要：本申请涉及一种两边出气的燃发器，壳体的两端均设有顶盖，顶盖上设有燃气排出口；壳体绝热层包括外筒体、内筒体、环状连接层，外筒体的外壁粘接在壳体内壁上，内筒体位于外筒体内，内筒体的一端与外筒体的一端之间形成燃面窗口，环状连接层的外边缘和内边缘分别与外筒体另一端和内筒体另一端相连接，并在外筒体、内筒体和环状连接层之间形成药柱填充空间；中心管设于内筒体内，中心管一端与其所在侧的燃气排出口连通，另一端与其所在侧的燃气排出口和燃面窗口连通；点火药盒设于壳体内，并朝向燃面窗口。本申请可以解决相关技术中单侧端面燃烧燃气发生器结构存在消极质量高的问题。

摘要：本申请涉及一种固体矢量推力器多阀协同控制方法、装置及系统。所述固体矢量推力器包括多个推力器阀门，所述多个推力器阀门的输入端共用燃发器通道，所述多个推力器阀门的输出推力用于实现飞行器姿控，所述控制方法包括步骤建立俯仰、偏航及滚转通道所需控制力与各通道对应推力器阀门的阀门开度之间的线性关系，并使工作时所述多个推力器阀门的阀门开度之和为定值；根据所述阀门开度控制对应推力器阀门的输出推力。在保证系统压强稳定的同时实现多阀门协同作用，矢量推力连续可调。

摘要：本申请涉及一种固体矢量推力器多余配额控制方法及装置。所述固体矢量推力器包括多个推力器阀门，所述多个推力器阀门的输入端共用燃发器通道，所述多个推力器阀门的输出推力用于实现飞行器姿控，所述控制方法包括步骤根据俯仰、偏航及滚转通道所需推力分配各通道对应推力器阀门的阀门开度，并使工作时所述多个推力器阀门的阀门开度之和为定值；引入多余配额调整每个通道的等效喉径，以保证至少一个通道对应的推力器阀门的阀门开度满足所需推力；根据所述阀门开度控制对应推力器阀门的输出推力。在保证系统压强稳定的同时实现指定通道推力按要求输出，提高系统控制精度。

摘要：本申请涉及一种推力连续可调和压强稳定的固体矢量推力装置，包括姿控推力机构，其包括两组燃发器，以及将两组燃发器组成环形结构的两条燃气管路，在两条燃气管路上各设有三组拉法尔喷管，拉法尔喷管的入口设有第二圆弧面，两条燃气管路上拉法尔喷管的出口方向共同组成“卄”形结构；姿控调节阀门，其包括与拉法尔喷管的入口连接的阀门本体，阀门本体设有连通燃气管路的进气管路，拉法尔喷管的入口与进气管路相通，阀门本体内设有阀杆，阀杆靠近拉法尔喷管入口的一端设有第一圆弧面，当阀杆向靠近拉法尔喷管的入口的方向移动时，第一圆弧面与第二圆弧面之间的间隙逐渐减小，实现燃气推力0‑100％的线性可调，并保持系统压强稳定。