CN111259501B - 一种火箭用环形安定翼长度的确定方法及火箭 - Google Patents
一种火箭用环形安定翼长度的确定方法及火箭 Download PDFInfo
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Abstract
本申请公开了一种火箭用环形安定翼长度的确定方法及火箭，其中，环形安定翼长度按如下步骤确定：在火箭安装整流罩和预估长度的环形安定翼后，建立火箭的数据模型；根据数据模型，计算火箭的静稳定度；在静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，调整环形安定翼的预估长度；在静稳定度和设定静稳定度的差值处于设定范围内的情况下，将静稳定度对应的环形安定翼的预估长度，确定为环形安定翼的实际长度。当火箭的整流罩直径增大后，将按本申请方法确定的环形安定翼，固定设置在火箭的底端，使得火箭的静稳定度保持在可接受范围内，从而在不更改火箭控制程序的情况下，能使得火箭发射稳定，节省人力物力。
Description
技术领域
本发明涉及火箭技术领域，尤其涉及一种火箭用环形安定翼长度的确定方法及火箭。
背景技术
火箭的安定翼的设计是针对特定的火箭外形、飞行弹道及控制能力，考虑飞行稳定性、机动性及重量等因素，综合权衡确定出翼面的平面形状。当运载火箭需要发射不同尺寸的载荷时，需要不同尺寸的整流罩，这时火箭的稳定度会发生变化，以某火箭为例，整流罩直径增大0.7m，火箭压心前移6％(超音速)～20％(跨音速)，此时原有安定翼尺寸不满足火箭实际飞行需求。
为了解决上一问题，现在设计火箭，开始时候就考虑多个整流罩尺寸，并且以最大整流罩的尺寸进行设计，这样的结果是，当整流罩尺寸较小的时候，火箭的控制能力就富余很多，性能就不是最佳，导致火箭的性能极大浪费，相当于提高了在使用尺寸较小的整流罩时的发射成本。
但若设计火箭时按较小尺寸的整流罩进行设计，在较大尺寸整流罩的情况下又不能使用。比如，火箭设计时静稳定度设定为7％，那么火箭的控制能力，都是按照静稳定度为7％设计的。当换了比设计尺寸大的整流罩时，火箭的压心前移，质心也前移(整流罩重量增加)，但是压心前移量远远大于质心前移量，从而导致原来的火箭控制能力就不够，从而需要重新设计火箭的控制程序，相当于对火箭进行改型，需要耗费大量的人力物力。
发明内容
本申请的目的在于提供一种火箭用环形安定翼长度的确定方法及火箭，以解决上述问题，使得在以较小整流罩设计的火箭，也能发射较大整流罩的载荷，并且无需对火箭的控制系统进行重新设计。
本申请提供的火箭用环形安定翼长度的确定方法，包括：
在火箭安装整流罩和预估长度的环形安定翼后，建立所述火箭的数据模型；所述整流罩下端的直径大于设定整流罩下端的直径；所述预估长度为设定长度范围内的任一数值；
根据所述数据模型，计算所述火箭的静稳定度；
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，调整所述环形安定翼的设定长度范围，将调整后的设定长度范围内的任一数值，确定为下一预估长度；
在所述静稳定度和所述设定静稳定度的差值处于所述设定范围内的情况下，将所述静稳定度对应的所述环形安定翼的预估长度，确定为所述环形安定翼的实际长度。
如上所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其中，优选的是，所述设定范围的下限值为所述设定静稳定度，所述设定范围的上限值为所述设定静稳定度增加百分之十。
如上所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其中，优选的是，初始所述设定长度范围的下限值为零，初始所述设定长度范围的上限值为火箭长度。
如上所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其中，优选的是，根据所述数据模型，计算所述火箭的静稳定度包括：
将所述数据模型导入网格生成软件；
在所述网格生成软件根据所述数据模型生成网格后，将所述网格输入流体仿真软件；
所述流体仿真软件根据所述网格，计算所述火箭的静稳定度。
如上所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其中，优选的是，在所述静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，调整所述环形安定翼的设定长度范围包括：
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值小于所述设定范围的下限值的情况下，按照第一设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围；
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值大于所述设定范围的上限值的情况下，按照第二设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围。
如上所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其中，优选的是，按照第一设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围包括：将当前预估长度作为下一设定长度范围的下限值，将当前设定长度范围的上限值作为下一设定长度范围的上限值；
按照第二设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围包括：将当前预估长度作为下一设定长度范围的上限值，将当前设定长度范围的下限值，作为下一设定长度范围的下限值。
如上所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其中，优选的是，所述任一数值为所述设定范围内的上限值与下限值之和的二分之一。
本申请还提供一种火箭，包括：箭体、环形安定翼和整流罩，所述环形安定翼的长度根据上述任一项所述的方法确定；所述环形安定翼固定套设在所述箭体底端的外周，且所述环形安定翼的一端与所述箭体的底端平齐，所述环形安定翼的另一端向所述箭体方向延伸；
所述整流罩下部的直径大于设定整流罩下部的直径。
如上所述的所述火箭，其中，优选的是，所述环形安定翼远离所述箭体底部的一端还设置有隔热层。
如上所述的所述火箭，其中，优选的是，所述环形安定翼由轻质合金材料或复合材料制成。
本申请提供的火箭用环形安定翼长度的确定方法，包括如下步骤：在火箭安装整流罩和预估长度的环形安定翼后，建立火箭的数据模型；整流罩下端的直径大于设定整流罩下端的直径；根据数据模型，计算火箭的静稳定度；在静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，调整环形安定翼的预估长度；在静稳定度和设定静稳定度的差值处于设定范围内的情况下，将静稳定度对应的环形安定翼的预估长度，确定为环形安定翼的实际长度。当火箭的整流罩直径增大后，将按本申请方法确定的环形安定翼，固定设置在火箭的底端，使得火箭的静稳定度保持在可接受范围内，从而在不更改火箭控制程序的情况下，能使得火箭发射稳定，节省人力物力；又因为本申请能在最初设计的时候是按直径较小整流罩设计的，因此在发射较小直径整流罩时，可以节省燃料，从而降低发射成本。
附图说明
图1为本申请实施例提供的火箭用环形安定翼长度的确定方法的流程图；
图2为本申请实施例提供的火箭用环形安定翼长度的确定方法的火箭静稳定度计算流程图；
图3为本申请实施例提供的火箭安装环形安定翼后压心变化示意图；
图4为本申请实施例提供的火箭的主视图；
图5为本申请实施例提供的火箭的轴测示意图。
附图标记说明
100-箭体；200-环形安定翼；300-整流罩。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
静稳定度
是火箭设计的重要参数之一，可表示为：
式中：xP为火箭压心中心相对箭尖的距离，xG为火箭质心到箭尖的距离；Δ＝(xP-xG)为压心与质心之间的距离；L为火箭箭体长度；mz为力矩；cy为法向力；Δ/L为Δ相对箭体长度L的变化率，其大小表征静稳定度的变化。为保证火箭飞行运动的稳定性，一般情况下设计火箭为静稳定的，即
由式(1)知，要求Δ＞0，即以箭尖为参考点，火箭压心应位于质心之后。本实施例中，由于火箭使用来运送卫星的，因此，需要火箭的静稳定度较高。
在本实施例中，火箭在发射载荷的过程中，需要火箭的稳定性，因此，对火箭在飞行过程中静稳定度有一定的要求，更具体地，由于火箭在发射卫星的过程中，对机动性要求比较小，因此在设计发射卫星等对机动性要求不高的火箭时，在设计过程中主要考虑火箭飞行过程中的稳定性，由式(1)知，要求Δ＞0，即以箭尖为参考点，火箭压心应位于质心之后。当按需要的静稳定度对火箭进行设计后，还需要对火箭的控制系统进行设计，控制系统用于对火箭在飞行过程中的姿态进行控制，火箭控制系统是火箭能完成发射并将卫星送入预定轨道的另一核心。而火箭的静稳定度直接影响着火箭的控制系统，当火箭的发射时的静稳定度小于设计时的静稳定度时，火箭的控制系统需要重新设计，由于火箭的控制系统涉及很多子系统，这就相当于对火箭进行了改型；而当火箭发射时的静稳定度大于等于设计静稳定度时，则不需要对火箭的控制系统进行重新设计，从而可以节省大量的人力和物力，也可以节省发射成本。
火箭在发射卫星过程中，为了保护卫星不受空气摩擦而损坏，在卫星的外围，会增加整流罩以保护卫星，而整流罩位于火箭的最前端，整流罩下端直径的不同，会导致整流罩前端的锥度发生变化，从而导致火箭在飞行过程中受力发生变化。具体地，整流罩前面有锥段，直径越大，整流罩的法向力越大，整个火箭的压心就会前移(即向火箭箭尖移动)，在这一过程中，虽然火箭的质心也会前移(由于整流罩直径变大，重量增加)，但火箭压心的前移量会远远大于火箭质心的前移量，由公式1可知，火箭的静稳定度减小，甚至进入静不稳定状态，从而导致火箭控制系统需要重新设计，或者不能发射。
如图3所示，横坐标Ma为飞行马赫数，纵坐标
为压心到火箭尖点的距离与火箭全长的比值。例如，某火箭加装长980mm环形翼后，可使压心后移，压心后移量在6.2％(Ma＝0.6)～18.3％(Ma＝2.0)之间，全速域范围内均有较好效果。由上述可知，当在火箭的底端加装环形安定翼后，可以使得火箭的压心后移，从而使得静稳定度增加。因为在火箭的底端增加环形安定翼后，当有攻角的时候，会产生法向力，使得火箭压心往后移，且此时，火箭的质心的后移量远小于火箭压心的后移量，从而使得火箭的静稳定度增加。本领域技术人员可以理解的是，环形安定翼的壁厚对产生的法向力几乎没有影响，可以忽略不计。因此，在这一过程中，火箭静稳定度的变化主要是由环形安定翼长度不同造成的。从而，针对不同直径的整流罩，环形安定翼的长度也不同。
如图1所示，本申请实施例提供的火箭用环形安定翼长度的确定方法，以适应不同直径的整流罩，具体包括如下步骤：
步骤S1：在火箭安装整流罩和预估长度的环形安定翼后，建立火箭的数据模型。
在步骤S1中，整流罩下端的直径大于设定整流罩下端的直径。具体地，在设计火箭的时候，会根据火箭的参数建立火箭的数据模型，数据模型包括火箭外形尺寸及重量等火箭的参数。此时，火箭是按火箭发射时用到的直径最小的整流罩、并按需要的静稳定度进行设计的，该整流罩称为设定整流罩，该静稳定度成为设定静稳定度，在火箭使用设定整流罩进行发射时，火箭的综合性能最优。当火箭需要发射直径较大整流罩时，由上述可知，火箭的静稳定度会发生变化，因此在加装环形安定翼进行火箭静稳定度矫正时，需要重新建立火箭的数据模型，此时建立的火箭数据模型与原设计的火箭数据模型相比较，区别在于增加了安装在火箭底端的具有预估长度的环形安定翼、和安装在火箭上端直径增大的整流罩。环形安定翼的预估长度为设定长度范围内的任一数值，其中，设定长度范围可以是包含环形安定翼实际长度的任意范围，本领域技术理解的是，环形安定翼的长度必定小于火箭的长度，因此，在没有历史数据作为参考的前提下，可将环形安定翼的初始设定长度范围的下限值设为零，环形安定翼的初始设定长度范围的上限值可设定为火箭的长度，那么，环形安定翼的初始设定长度范围为零至火箭的长度。当然，也可以根据是以往经验或历史数据进一步缩小设定长度范围，以减小计算量。预估长度的环形安定翼，可以是根据经验在设定长度范围内选取的长度值，也可以是在设定长度范围内任意选取的长度值，即环形安定翼的预估长度可以是初始设定长度范围内的任一数值。但为了便于统一计算，对环形安定翼的初始预估长度设定为初始设定长度范围的上限值与下限值之和的二分之一，因此，无论在整流罩直径变化多少的情况下，环形安定翼的首次预估长度均为火箭长度的一半，并可以此建立新的火箭数据模型。
步骤S2：根据数据模型，计算火箭的静稳定度，并比较静稳定度与设定静稳定度；在静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，执行步骤S3；在静稳定度和设定静稳定度的差值处于设定范围内的情况下，执行步骤S4。
如图2所示，在该步骤中根据数据模型，计算火箭的静稳定度，还可以包括如下子步骤：
步骤S21：将数据模型导入网格生成软件。在该步骤中，网格生产软件包括ICEM、Star-CCM+和Pointwise等软件，本实施例中，优选为Pointwise网格生产软件。
步骤S22：在网格生成软件根据数据模型生成网格后，将网格输入流体仿真软件。本实施例中，流体仿真软件包括Fluent、CFX、Star-CCM+和NUMECA等软件，本实施例中优选为NUMECA流体仿真软件。
步骤S23：流体仿真软件根据网格，计算火箭的静稳定度。
在该实施例中，通过网格生产软件和流体仿真软件，能自行运算出该火箭安装环形安定翼及大直径整流罩后的静稳定度。进一步，根据此时计算的静稳定度与设计静稳定度的差值和设定范围进行比较。本领域技术人员可以理解的是，由于是根据环形安定翼的长度计算出在该长度下的火箭的静稳定度，因此，火箭的静稳定度很难与设定静稳定度一致，而根据前述可知，只需安装环形安定翼后的静稳定度大于设定静稳定度，即可满足火箭的发射，且无需进行火箭控制软件的更改。因此，此处的设定范围为大于或等于设定静稳定度。但当火箭的静稳定度过大时，会增加火箭改变姿态的难度，增加燃料的消耗。因此，为了既能保证火箭能发射大直径整流罩且无需更改火箭控制程序，又能使得火箭的燃料消耗在可接受的范围内，本实施例中，设定范围的下限值为火箭原始设计时的设定静稳定度，设定范围的上限值为设定静稳定度增加百分之十。当然，设定范围还可以根据实际需求进一步调整，例如，当需要减少环形安定翼预估长度的计算次数，可增大设定范围；当需要减小火箭发射时的能量损耗，则可减小设定范围。但无论如何对设定范围进行调整，设定范围的下限值必须大于或等于设定静稳定度的值。火箭增加环形安定翼后，静稳定度在这一设定范围内，即可认为环形安定翼的尺寸合适可用，则该静稳定度对应的环形安定翼的尺寸，为实际环形安定翼的尺寸。
步骤S2中的在静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，执行步骤S3；步骤S3具体包括：调整环形安定翼的当前预估范围，并重复步骤S1和步骤S2。
在该步骤中，为便于计算，下一预估长度为环形安定翼在下一长度范围中的上限值与下限值之和的二分之一，因此只需知道环形安定翼在的下一长度范围，既可以计算出环形安定翼的下一预估长度。
具体地，在静稳定度和设定静稳定度的差值小于设定范围的下限值的情况下，按照第一设定规则调整环形安定翼的下一设定长度范围。其中，第一设定规则为将当前预估长度值作为环形安定翼下一设定长度范围的下限值，将设定长度范围的上限值作为环形安定翼下一设定长度范围的上限值。那么，下一预估长度值为当前预估长度值与设定长度范围的上限值之和的二分之一，重复步骤S1和步骤S2，建立新的火箭数据模型，并计算火箭新的静稳定度。
在静稳定度和设定静稳定度的差值大于设定范围的上限值的情况下，按照第二设定规则调整环形安定翼的下一设定长度范围。其中，第二设定规则为将当前预估长度作为环形安定翼下一设定长度范围的上限值；将设定长度范围的下限值，作为环形安定翼下一设定长度范围的下限值。此时，环形安定翼的下一长度为前预估长度与设定长度范围的下限值之和的二分之一，重复步骤S1和步骤S2，建立新的火箭数据模型，并计算火箭新的静稳定度。
步骤S4：将静稳定度对应的环形安定翼的预估长度，确定为环形安定翼的实际长度。在该步骤中，当在某一环形安定翼预估长度下，计算出火箭的静稳定度处于设定范围内时，即可以当前环形安定翼的预估长度做为环形安定翼的实际长度进行设计。
请参考图4和图5，本申请还提供一种火箭的实施例，在该实施例中火箭包括：箭体100、环形安定翼200和整流罩，环形安定翼200的长度根据上述任一种的方法确定；环形安定翼200固定套设在箭体100下端的外周，且环形安定翼200的一端与箭体100的底端平齐，环形安定翼200的另一端向箭体100方向延伸；整流罩下部的直径大于设定整流罩下部的直径。在本实施例中，由于环形安定翼200的壁厚对火箭压心的影响可以忽略不计，因此在设计环形安定翼200的时候，环形安定翼200的壁厚只需要保证环形安定翼200的强度即可。
作为一个实施例，环形安定翼200远离箭体100底部的一端还设置有隔热层。在本实施例中，由于火箭在飞行过程中，环形安定翼200的前端与与空气之间的更大，更容易产生热量，因此为了防止环形安定翼200在飞行过程中发生损坏，在环形安定翼200的前端还设置有隔热层。具体地，可以在环形安定翼200的前端涂覆一层隔热涂料，或在环形安定翼200的前端贴一层软木等。
作为一个实施例，环形安定翼200由轻质合金材料或复合材料制成。火箭发射过程中，重量的增加，会导致燃料的增加，因此，为了尽可能的降低发射成本，本实施例中，环形安定翼200的材质选用为轻质合金材料或复合材料制成。具体地，可以是采用铝合金材料制成。
以上依据图式所示的实施例详细说明了本发明的构造、特征及作用效果，以上仅为本发明的较佳实施例，但本发明不以图面所示限定实施范围，凡是依照本发明的构想所作的改变，或修改为等同变化的等效实施例，仍未超出说明书与图示所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围内。
Claims (8)
1.一种火箭用环形安定翼长度的确定方法，其特征在于，包括：
在火箭安装整流罩和预估长度的环形安定翼后，建立所述火箭的数据模型；所述整流罩下端的直径大于设定整流罩下端的直径；所述预估长度为设定长度范围内的任一数值；
根据所述数据模型，计算所述火箭的静稳定度；
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，调整所述环形安定翼的设定长度范围，将调整后的设定长度范围内的任一数值，确定为下一预估长度；
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值超出设定范围的情况下，调整所述环形安定翼的设定长度范围包括：
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值小于所述设定范围的下限值的情况下，按照第一设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围；
在所述静稳定度和设定静稳定度的差值大于所述设定范围的上限值的情况下，按照第二设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围；
按照第一设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围包括：将当前预估长度作为下一设定长度范围的下限值，将当前设定长度范围的上限值作为下一设定长度范围的上限值；
按照第二设定规则调整所述环形安定翼的设定长度范围包括：将当前预估长度作为下一设定长度范围的上限值，将当前设定长度范围的下限值，作为下一设定长度范围的下限值；
在所述静稳定度和所述设定静稳定度的差值处于所述设定范围内的情况下，将所述静稳定度对应的所述环形安定翼的预估长度，确定为所述环形安定翼的实际长度。
2.根据权利要求1所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其特征在于，所述设定范围的下限值为所述设定静稳定度，所述设定范围的上限值为所述设定静稳定度增加百分之十。
3.根据权利要求1所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其特征在于，初始所述设定长度范围的下限值为零，初始所述设定长度范围的上限值为火箭长度。
4.根据权利要求1所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其特征在于，根据所述数据模型，计算所述火箭的静稳定度包括：
将所述数据模型导入网格生成软件；
在所述网格生成软件根据所述数据模型生成网格后，将所述网格输入流体仿真软件；
所述流体仿真软件根据所述网格，计算所述火箭的静稳定度。
5.根据权利要求1-4任一项所述的火箭用环形安定翼长度的确定方法，其特征在于，所述任一数值为所述设定范围内的上限值与下限值之和的二分之一。
6.一种火箭，其特征在于，包括：箭体、环形安定翼和整流罩，所述环形安定翼的长度根据权利要求1至5中任一项所述的方法确定；所述环形安定翼固定套设在所述箭体底端的外周，且所述环形安定翼的一端与所述箭体的底端平齐，所述环形安定翼的另一端向所述箭体方向延伸；
所述整流罩下部的直径大于设定整流罩下部的直径。
7.根据权利要求6所述火箭，其特征在于，所述环形安定翼远离所述箭体底部的一端还设置有隔热层。
8.根据权利要求6所述火箭，其特征在于，所述环形安定翼由轻质合金材料或复合材料制成。
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Citations (1)
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|---|---|---|---|---|
| RU2283470C1 (ru) * | 2005-03-17 | 2006-09-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Блок рулевого привода управляемого снаряда |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20040164203A1 (en) * | 2003-02-21 | 2004-08-26 | Charles Billiu | Vertical take-off and landing aircraft |
| JP2009008311A (ja) * | 2007-06-27 | 2009-01-15 | Ihi Aerospace Co Ltd | 飛翔体発射装置 |
| FR2940248B1 (fr) * | 2008-12-22 | 2011-02-11 | Astrium Sas | Module reutilisable pour lanceur |
| US20170336184A1 (en) * | 2016-05-22 | 2017-11-23 | Raytheon Company | Split chord deployable wing |
| CN109163622A (zh) * | 2018-08-31 | 2019-01-08 | 西安航天动力技术研究所 | 一种探空火箭可抛式反安定翼机构 |
| CN110420412A (zh) * | 2019-08-21 | 2019-11-08 | 江苏汇通新能源有限公司 | 一种轻型高精度灭火弹 |
-
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Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2283470C1 (ru) * | 2005-03-17 | 2006-09-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Блок рулевого привода управляемого снаряда |
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| Zhang et al. | Multidisciplinary Optimization for Active Aero-elastic Morphing Wings |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| CB02 | Change of applicant information | ||
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Address after: 511400 room 1702, No. 1, Cuiying street, Nansha District, Guangzhou, Guangdong Province Applicant after: Guangzhou Zhongke Aerospace Exploration Technology Co.,Ltd. Address before: 100176 1201, 12 / F, building 6, yard 18, Kechuang 13th Street, Beijing Economic and Technological Development Zone, Daxing District, Beijing Applicant before: Beijing Zhongke Aerospace Exploration Technology Co.,Ltd. |
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| GR01 | Patent grant | ||
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