本申請涉及一種用于調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)備艙的對接機構(gòu)，屬于調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)備艙對接技術(shù)領(lǐng)域。其包括對接組件、固定支架和彈性減震件；所述對接組件設(shè)置于調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)備艙外部，其包括用于對接外部設(shè)備的對接塊，所述對接塊上開設(shè)有供氣體介質(zhì)進行流通的開口；所述固定...

一種現(xiàn)場可編程門陣列軟件異步通信速率偏移檢測方法及裝置，屬于現(xiàn)場可編程門陣列軟件驗證技術(shù)領(lǐng)域。其中，方法包括：基于預(yù)設(shè)速率步進長度和預(yù)設(shè)速率范圍確定若干個第一速率；針對各第一速率，執(zhí)行以下步驟：在數(shù)字仿真環(huán)境中，按照第一速率將激勵信號輸...

本發(fā)明公開了一種飛行器故障診斷方法、裝置、設(shè)備及存儲介質(zhì)，所述方法通過搭建初始故障診斷模型，根據(jù)訓練數(shù)據(jù)和預(yù)測數(shù)據(jù)對初始故障診斷模型進行訓練，獲得訓練完的目標故障診斷模型；讀取飛行器數(shù)據(jù)，從飛行器數(shù)據(jù)中獲取故障數(shù)據(jù)，將故障數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)...

本申請涉及飛行器軌跡規(guī)劃技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種撐桿跳飛行方式及其飛行軌跡設(shè)計方法。撐桿跳飛行方式，其包括：發(fā)射飛行器，并使飛行器飛行經(jīng)助推后在大氣層中達到最大速度；對飛行器進行調(diào)整，以使飛行器進入在大氣層中滑翔飛行；改變撐桿跳飛行方向以...

本申請涉及一種固體運載火箭運輸起豎裝置及發(fā)射實施步驟，其中一種固體運載火箭運輸起豎裝置包括：轉(zhuǎn)運平臺，其一端鉸接有起豎臂，起豎臂用于固定火箭本體；第一起豎油缸，其鉸接于轉(zhuǎn)運平臺，輸出端驅(qū)動連接有托架，托架位于起豎臂的側(cè)邊，且端部與起豎臂...

本申請涉及一種貯存筒溫度調(diào)節(jié)裝置，其包括：保溫衣、溫度傳感器和溫控器，保溫衣用于包裹貯存筒外壁，保溫衣包括多個相互拼接的拼接衣，每個拼接衣包括保溫層和加熱層，加熱層包括多個間隔設(shè)置于保溫層內(nèi)表面的加熱板；每個加熱板上均設(shè)置有溫度傳感器；...

本申請涉及一種滿足過載期望設(shè)計的軌跡快速規(guī)劃方法，包括以下步驟：基于飛行器的氣動參數(shù)，建立法向過載攻角基礎(chǔ)數(shù)表和/或橫向過載側(cè)滑角基礎(chǔ)數(shù)表的計算模型；建立飛行器軌跡規(guī)劃模型，以期望過載作為設(shè)計值，通過所述法向過載攻角基礎(chǔ)數(shù)表和/或橫向過...

本發(fā)明公開了一種解決航行體沖擊載荷的多模式緩沖降載結(jié)構(gòu)，涉及航行體保護裝置領(lǐng)域，包括殼體組件，所述殼體組件包括金屬外殼和金屬內(nèi)殼，所述金屬內(nèi)殼用于罩設(shè)在航行體本體外側(cè)，所述金屬外殼設(shè)置在所述金屬內(nèi)殼外側(cè)；縱向緩沖件，所述縱向緩沖件包括緩...

本申請涉及一種姿控動力系統(tǒng)安裝結(jié)構(gòu)及其姿控動力系統(tǒng)，其包括：姿控盒，姿控盒具有多個連接壁面，且多個連接壁面依次連接，形成具有上開口和下開口的盒狀結(jié)構(gòu)，多個連接壁面上均設(shè)置有動力源安裝位，并用于安裝動力源，姿控盒上的上開口和下開口連通，以...

本申請涉及一種飛行器艙分離口蓋結(jié)構(gòu)，其包括：分離擋板、口蓋承載結(jié)構(gòu)和分離體，分離擋板用于封閉艙口，且一端用于與艙體連接；口蓋承載結(jié)構(gòu)包括連接部和分離部，連接部設(shè)置于分離擋板另一端，分離部連接于連接部中部；分離體與分離部連接；其中，連接部...

一種形式化測試用報告的生成方法、系統(tǒng)、設(shè)備及計算機可讀存儲介質(zhì)，包括：通過獲取形式化配置信息，所述形式化信息包括形式化邏輯信息和形式化描述信息；根據(jù)所述形式化邏輯信息和所述形式化描述信息，生成對應(yīng)的測試用例和自動執(zhí)行腳本；基于所述自動執(zhí)...

本申請涉及一種彈射蓋及其火箭發(fā)動機，其包括：燃氣作用部和粘接部，燃氣作用部為球面結(jié)構(gòu)；粘接部為筒狀結(jié)構(gòu)，且設(shè)置于燃氣作用面一側(cè)，粘接部用于與噴管通過膠粘劑粘接；其中，燃氣作用部與粘接部一體成型，且采用多層復合材料鋪層固化成型。本發(fā)明中，...

本發(fā)明公開了一種整流罩聲振預(yù)示方法、裝置、設(shè)備及存儲介質(zhì)，所述方法通過獲取當前運載火箭的結(jié)構(gòu)設(shè)計數(shù)據(jù)，根據(jù)結(jié)構(gòu)設(shè)計數(shù)據(jù)建立整流罩的實尺度幾何模型；根據(jù)實尺度幾何模型建立整流罩力學等效模型，開展模態(tài)試驗獲取整流罩的模態(tài)試驗?zāi)Ｐ秃湍B(tài)特性數(shù)...

本申請涉及一種液體火箭發(fā)動機自生增壓及多次起動系統(tǒng)和飛行器，包括管路子系統(tǒng)，管路子系統(tǒng)包括：第一管路上順次連接有推進劑貯箱、第一閥門、電動泵、第五閥門和燃氣發(fā)生器；第二管路上順次連接有推進劑貯箱、第三閥門、渦輪泵和推力室；第三管路上順次...

本發(fā)明公開了一種車輛冗余供電系統(tǒng)，涉及配變電的技術(shù)領(lǐng)域，車輛冗余供電系統(tǒng)包括發(fā)電機電路、蓄電池電路、ACDC電路、開關(guān)電路和控制電路，當車輛處于第一工況時，控制電路控制ACDC電路工作并控制開關(guān)電路動作將市電轉(zhuǎn)化為直流電輸出至負載和蓄電...

本申請涉及一種液體火箭發(fā)動機循環(huán)預(yù)冷及多次起動系統(tǒng)和飛行器，包括管路子系統(tǒng)，管路子系統(tǒng)包括：第一管路上順次連接有推進劑貯箱、第一閥門、電動泵、第五閥門和燃氣發(fā)生器；第二管路上順次連接有推進劑貯箱、第三閥門、渦輪泵和推力室；第三管路上順次...

本發(fā)明公開了一種基于特定操作系統(tǒng)的模塊化低成本控制系統(tǒng)，涉及飛行器控制系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，所述模塊化低成本控制系統(tǒng)用于在VPX總線架構(gòu)的智能電子綜合單元上進行應(yīng)用，其中，所述模塊化低成本控制系統(tǒng)包括用于實現(xiàn)飛行器控制系統(tǒng)基本功能的主控制器和接...

本申請涉及一種參考圖實時模板制備方法，包括以下步驟：對覆蓋若干個目標區(qū)的衛(wèi)星基準圖進行適配區(qū)選取，確定滿足圖像匹配要求的適配區(qū)，生成適配區(qū)成果表；將衛(wèi)星基準圖劃分為多個網(wǎng)格，按網(wǎng)格編號存儲各網(wǎng)格對應(yīng)的圖像數(shù)據(jù)；根據(jù)飛行器某一飛行方向的位...

本發(fā)明涉及飛行器軌跡規(guī)劃技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛行器殘骸落區(qū)自適應(yīng)的軌跡設(shè)計方法及裝置，該方法包括以下步驟：基于飛行器飛行模型，并根據(jù)發(fā)射點坐標、原目標點坐標以及射向，獲得原目標一級分離點參數(shù)和二級分離點參數(shù)；根據(jù)發(fā)射點坐標、射向、新目...

本申請涉及一種無人彈射裝置，其包括：發(fā)射組件、蓄能組件、動力組件和控制系統(tǒng)，發(fā)射組件內(nèi)部設(shè)置有彈射腔，且發(fā)射組件頂端開設(shè)有彈射口，彈射口與彈射腔連通；蓄能組件設(shè)置于彈射腔內(nèi)部；動力組件設(shè)置于彈射腔內(nèi)部，位于蓄能組件下方，且與蓄能組件連接...