CN211223936U - 火箭舱段的分离系统及火箭 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及航天航空技术领域，尤其涉及一种火箭舱段的分离系统，包括：气瓶、开关阀、压力输送管路和三个推冲装置；其中，若三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上或者三个推冲装置充气压力不同，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出；若三个推冲装置中的前两个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则另一个推冲装置的长度和/或直径不同于前两个推冲装置的长度和/或直径，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出。本申请在保证火箭轻量化的前提下，避免了火箭舱段分离后舱段回追、碰撞。
Description
技术领域
本申请涉及航天航空技术领域，尤其涉及一种火箭舱段的分离系统及火箭。
背景技术
火箭发射过程中，舱段之间需要进行分离，在助推运载器两级分离为冷分离时，舱段内的固体发动机不能实现关机，故分离后的后面级舱段还存在后效推力；此时分离后前面级舱端若不点火，则后面级舱段会追击前面级舱段，因此前面级舱段与分离后的后面级舱段之间具有发生碰撞的危险。
目前，可以在两个相邻的舱段之间设置能够提供足够大的后效冲量的分离装置，以保证分离后的后面级舱段不会发生回追现象。然而，这种方式需要足够大的分离冲量，所以其分离装置的体积、重量均很大，这恰与火箭轻量化的宗旨相违背。
因此，如何在保证火箭轻量化的前提下，避免火箭舱段分离后舱段回追、碰撞，是本领域技术人员目前急需解决的技术问题。
实用新型内容
本申请提供了一种火箭舱段的分离系统及火箭，以在保证火箭轻量化的前提下，避免火箭舱段分离后舱段回追、碰撞。
为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：
一种火箭舱段的分离系统，包括：气瓶、开关阀、压力输送管路和三个推冲装置；若三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上或者三个推冲装置充气压力不同，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出；若三个推冲装置中的前两个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则另一个推冲装置的长度和/或直径不同于前两个推冲装置的长度和/或直径，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出；气瓶固定于后面级舱段的外壁上或者后面级舱段的内部；压力输送管路从气瓶的出气口连通至三个推冲装置；开关阀设置在气瓶出口处或者压力输送管路上，以开启或关闭气瓶，控制气瓶内的压力气体通向压力输送管路。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上具体为：两个推冲装置分布在同一直径上，第三个推冲装置与另外两个推冲装置之间的夹角均为90°。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上具体为：两个推冲装置之间的夹角大于120°且小于180°，第三个推冲装置布置在另外两个推冲装置之间夹角大于180°的一侧，并且第三个推冲装置与另外两个推冲装置之间的夹角均相等。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，压力输送管路通向三个推冲装置中的两个推冲装置的部分彼此相同；压力输送管路通向三个推冲装置中的另一个推冲装置的部分其管道的行程不同于通向其他两个推冲装置的部分的管道的行程。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，设置两个气瓶、两个开关阀和出口压力设置为相等的两个减压阀，每个开关阀控制其中一个气瓶，每个减压阀对一个气瓶中输出的气体进行减压。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，气瓶的初始气压与推冲装置提供的分离冲量具有如下关系：
其中，I2为推冲装置提供的分离冲量；m1为前面级舱段的质量；m2为后面级舱段的质量；L为推冲装置的工作行程；P瓶1为气瓶初始气压；P瓶2为气瓶结束气压；V瓶为气瓶的体积；η为推冲效率，取值0.7；S为推冲装置的面积；V推冲为推冲装置的体积；V管路为压力输送管路的体积；F0为后面级舱段的后效推力，由于分离工作时间较短，F0为恒定值。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，推冲装置包括：底座、外筒、中间筒和具有从后端向内延伸并且未贯通的充气腔的中心筒；中间筒的前端从外筒的后端插入贯通的外筒充气腔内，并且中间筒的前端与外筒前端向内弯折的部分接触；中心筒的前端从中间筒的后端插入中间筒充气腔内，并且中心筒的前端从中间筒的前端伸出，中心筒的外表面与中间筒前端向内弯折的部分接触；底座与外筒的后端固定。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，气瓶的出气口朝向火箭舱段的前方设置。
如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，还包括：控制器，控制器与开关阀电连接，以控制开关阀开启；控制器与固定相邻两节火箭舱段的解锁装置电连接，以控制解锁装置解锁。
一种火箭，所述火箭上的相邻的两个舱段之间固定安装有上述任一项所述的火箭舱段的分离系统。
相对上述背景技术，本实用新型提供的火箭舱段的分离系统，其三个推冲装置为火箭后面级舱段和前面级舱段分离提供分离冲量的同时，由于推杆长度相同、推力大小相同的三个推冲装置的不均匀的布局，为火箭后面级舱段提供偏移力矩，以改变分离后的后面级舱段的初始角速度，从而推偏分离后的后面级舱段，避免分离后的后面级舱段回追火箭的前面级舱段；并且由于本申请的三个推冲装置并非是通过增大后效冲量而避免后面级舱段分离后发生回追、碰撞的现象，因此也能满足火箭轻量化的要求。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请实施例提供的火箭舱段的分离系统的示意图；
图2为本申请实施例提供的推冲装置的结构示意图；
图3是本申请实施例提供的三个推冲装置在舱段内的布局图；
图4是本申请一个实施例提供的三个推冲装置布局俯视图；
图5是本申请又一实施例提供的三个推冲装置的布局俯视图；
图6是本申请实施例提供的后面级舱段和前面级舱段分离时的受力图；
图7是本申请实施例提供的舱段分离控制流程图。
具体实施方式
下面详细描述本实用新型的实施例，所述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，仅用于解释本实用新型，而不能解释为对本实用新型的限制。
请参阅图1，图1是本申请实施例提供的火箭舱段的分离系统的示意图；
本申请提供了一种火箭舱段的分离系统，包括：气瓶1、开关阀2、压力输送管路3和三个推力装置(推冲装置41、推冲装置42和推冲装置43)。
其中，推冲装置为三级可伸缩气动推杆，以能够提供较长行程的同时，减小推冲装置占用的体积，从而兼顾火箭轻量化的要求。
具体的，请参阅图2，图2为本申请实施例提供的推冲装置的结构示意图；以推冲装置41为例，推冲装置41包括：底座411、外筒412、中间筒413、中心筒414。
外筒412具有沿着轴向贯通的外筒充气腔，并且外筒412的前端向内弯折预定的距离；中间筒413也具有沿着轴向贯通的中间筒充气腔，并且中间筒413的前端也向内弯折预定的距离；中心筒414具有从中心筒414的后端向内沿着轴向方向延伸并且未贯通的中心筒充气腔。
中间筒413的前端从外筒412的后端插入外筒充气腔内，并且中间筒413的前端与外筒412前端的弯折部分接触，中间筒413的后端完全容纳至外筒充气腔内。中心筒414的前端从中间筒413的后端插入中间筒充气腔内，并且中心筒414的前端从中间筒413的前端伸出，中心筒414的外表面与中间筒413的前端的弯折部分接触，中心筒414的后端完全容纳至中间筒充气腔内。
底座411与外筒412的后端固定，并将外筒412的后端封闭。具体的，底座411的前端向内凹有容纳腔，容纳腔的侧壁的外壁面具有外螺纹，外筒412后端的内表面具有内螺纹，底座411的侧壁的外螺纹与外筒412后端的内螺纹配合，以将底座411与外筒412固定。另外，底座411具有贯通两侧的通气孔，以通过通气孔将外筒412、中间筒413和中心筒414的充气腔与压力输送管路连通。
另外，还可以在中心筒414伸出中间筒413的前端上固定端头帽417，在中心筒414伸出中间筒413的部分螺纹连接有两个螺母(螺母415和螺母416)，螺母415和螺母416均设置与端头帽317的后方，以防松和进行高度调节.
此外，为了保证推冲装置的密闭性，在底座411与外筒412接触的部位、外筒412与中间筒413接触的部位，以及中间筒413与中心筒414接触的部位均设置密封装置。
请参阅图3，图3是本申请实施例提供的三个推冲装置在舱段内的布局图；
三个推冲装置(推冲装置41、推冲装置42和推冲装置43)可以是其推杆长度相同、推力大小相同的三个推冲装置，其中，三个推冲装置的推杆长度相同即三个推冲装置可伸长的长度相同。此种情况下，可以根据三个推冲装置的不均匀分布，或者对三个推冲装置不均匀充压实现调节火箭的推偏力矩。三个推冲装置(推冲装置41、推冲装置42和推冲装置43)也可以是其中两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)完全相同，而通过第三个推冲装置的长度和/或直径不同于之前的两个推冲装置的长度和/或直径，实现调节火箭的推偏力矩。
本申请中，优选三个推冲装置(推冲装置41、推冲装置42和推冲装置43)的推杆长度相同、推力大小相同，并且该三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出。由于火箭舱段的形状为一个圆筒状，所以舱段的截面形状为圆形，因此这里所说的三个推冲装置不均匀固定是指分布在圆筒状的舱段上的三个推冲装置彼此之间的夹角不是120°。
请参阅图4和图5，图4是本申请一个实施例提供的三个推冲装置布局俯视图，图5是本申请又一实施例提供的三个推冲装置的布局俯视图；
优选的，两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)对称分布，也就是两个推冲装置分布在同一直径上；第三个推冲装置(推冲装置43)与另外两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间的夹角均为90°。在又一实施例中，两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间的夹角大于120°且小于180°，而第三个推冲装置(推冲装置43)布置在另外两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间夹角大于180°的一侧，并且第三个推冲装置(推冲装置43)与另外两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间的夹角均相等。
本申请实施例中的三个推冲装置为火箭后面级舱段和前面级舱段分离提供分离冲量的同时，由于推杆长度相同、推力大小相同的三个推冲装置的不均匀的布局，为火箭后面级舱段提供偏移力矩，以改变分离后的后面级舱段的初始角速度，从而推偏分离后的后面级舱段，避免分离后的后面级舱段回追火箭的前面级舱段；并且由于本申请的三个推冲装置并非是通过增大后效冲量而避免后面级舱段分离后发生回追、碰撞的现象，因此也能满足火箭轻量化的要求。
另外，若需要的推偏力矩较大，优选两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)对称分布，第三个推冲装置(推冲装置43)与另外两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间的夹角均为90°这种能够提供最大力矩的排列方式。若需要的推偏力矩不大，优选两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间的夹角大于120°且小于180°，而第三个推冲装置(推冲装置43)布置在另外两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间夹角大于180°的一侧，并且第三个推冲装置(推冲装置43)与另外两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)之间的夹角均相等这种布局方式。
在分离过程中，由于初始角速度为0，一开始分离就会出现一个推偏角度，但是该推偏角度比较小，并且该推偏角度主要是为了产生推偏角速度，因此在未完全分离时，后面级舱段与前面积舱段之间偏转角度不会过大，内部的仪器、支架等设备也不会发生碰撞。而随着时间的积累，推偏角度会越来越大，但在该时间的积累下，后面级舱段与前面积舱段之间分离开的距离也较大，因此即使此时推偏角度较大，内部的仪器、支架等设备也不会发生碰撞。
在上述实施例的基础上，气瓶1固定于后面级舱段的外壁上或者后面级舱段的内部，固定于后面级舱段内部具体是气瓶1固定在后面级舱段的内壁上或者固定在后面级舱段的内部固定设置的支架上。气瓶1内部盛装有氮气或空气等高压气体，并且为了减小压力气体在与气瓶1连接的压力输送管道中输送时的压力损失，优选的气瓶1的出气口朝向火箭的前面级舱段。当然也可以朝向其他的方向，例如朝向水平方向。为了便于在火箭发射前向气瓶1内充气，在气瓶1上还连通有充气管路，充气管路上安装充气手阀。为了避免气瓶1无法向压力输送管路提供压力气体，因此在本实施例中，优选的，设置两个气瓶(如图1所示，气瓶11和气瓶12)。
压力输送管路3从气瓶1的出气口连通至三个推冲装置(推冲装置41、推冲装置42和推冲装置43)，优选的，将压力输送管路3贴合固定于后面级舱段的内壁或外壁上。为了保证主要提供分离冲量的两个推冲装置的推力相同、反应同步，压力输送管路3通向三个推冲装置中的两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)的部分彼此相同，例如：管道的行程、管道的尺寸、管道的布置、其他构件型号及其分布等均相同。压力输送管路3通向三个推冲装置中的另一个推冲装置(推冲装置43)的部分其管道的行程不同于通向其他两个推冲装置(推冲装置41和推冲装置42)的部分的管道的行程。
开关阀2设置在气瓶1出口处或者压力输送管路3上，以开启或关闭气瓶1，控制气瓶1内的压力气体通向压力输送管路3。具体的，气瓶为两个时，设置两个开关阀(开关阀21和开关阀22)，每个开关阀控制其中一个气瓶。
优选的，还设置两个减压阀，并且每个减压阀的出口压力设置为相等，每个减压阀对一个气瓶中输出的气体进行减压。若有一个开关阀无法打开，则仍有一路气路工作，此时不影响三个推冲装置工作；若两个开关阀同时打开，由于两个减压阀的出口压力相同，因此不会影响每个推冲装置的推冲力的大小，而且气流速度会更快，系统响应性会更好。
在上述实施例的基础上，气瓶的充气压力值(即气瓶初始气压)与推冲装置提供的分离冲量具有如下关系：
其中，I2为推冲装置提供的分离冲量；m1为前面级舱段的质量；m2为后面级舱段的质量；L为推冲装置的工作行程；P瓶1为气瓶初始气压；P瓶2为气瓶结束气压；V瓶为气瓶的体积；η为推冲效率，取值0.7；S为推冲装置的面积；V推冲为推冲装置的体积；V管路为压力输送管路的体积；F0为后面级舱段的后效推力，由于分离工作时间较短，在本申请中将后效推力F0视为恒定值。
有上可知，本申请的推冲装置提供的分离冲量与气瓶的充气压力值相关，通过调节气瓶的充气压力，达到所需的分离冲量，这样就可以适应不同质量舱段之间的分离，可以起到自适应分离能源的系统。
请参阅图6，图6是本申请实施例提供的后面级舱段和前面级舱段分离时的受力图；
其中，F为推冲装置的推力；F0为后面级舱段的后效推力，由于分离工作时间较短，在本申请中将后效推力F0视为恒定值；m1为前面级舱段的质量；m2为后面级舱段的质量；
设推冲装置工作过程中，前面级舱段和后面级舱段的行程分别为l1、l2，则
a1为前面级舱段的加速度，a2为后面级舱段的加速度；且l2+l2＝L，L为推冲装置工作行程；t为分离时间。
由公式(1)可得：
则推冲装置的工作时间：
推冲工作完成时，后面级舱段m2的冲量为：
另外，其中F＝P推冲Sη (5)，
并且F＝n*f，n为推冲装置的数量，f为每个推冲装置的推力，而
其中，P推冲为推冲气压值；工作结束时气瓶的气压值P瓶2至少为推冲气压值P推冲的2倍，即P瓶2＝2P推冲。
通过上述公式(4)、(5)和(6)得到气瓶的充气压力值(即气瓶初始气压)与推冲装置提供的分离冲量的关系式。
另外，为了尽量缩短后面级舱段与前面级舱段之间的分离时间，使后面级舱段与前面级舱段快速分离，本申请的火箭舱段的分离系统还包括：控制器(图中未示出)，以控制进行如下操作。
待需要后面级舱段与前面级舱段分离时，控制开关阀2开启，将气瓶1中贮存的高压气体通过压力输送管路3充满推冲装置(推冲装置41、推冲装置42和推冲装置43)的充气腔内(S610)。压力输送管道3和推冲装置的充气腔内的气体压力达到目标值后(S620)。具体的，可以直接在推冲装置的作用点处加装力传感器测点以检测到气体压力达到目标值；或者在推冲装置的气体入口处设置气压计，以测气体压力值达到目标值；还可以在地面试验时，用以上两种方法得到憋压时间T，控制器直接通过憋压时间T，参考气体压力已达到目标值。控制固定相邻两节火箭舱段的解锁装置(例如爆炸螺栓等)解锁(S630)，推冲装置开始向前面级舱段施加分离冲量，将后面级舱段与前面级舱段推开(S640)。
由于分离过程中的预先憋压，储存的分离能量较大，从初始时刻开始分离力就比较大，更利于分离；并且还减少了后面级舱段和前面级舱段分离时刻的冲击，避免了三个推冲装置推力的不同步性。
本申请还提供了一种火箭，该火箭上的相邻的两个舱段之间固定安装有上述所述的火箭舱段的分离系统，通过火箭舱段的分离系统作为助推运载器的分离能源，为火箭舱段分离提供适中的分离冲量。
对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (10)
1.一种火箭舱段的分离系统，其特征在于，包括：气瓶、开关阀、压力输送管路和三个推冲装置；
若三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上，或者三个推冲装置充气压力不同，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出；
若三个推冲装置中的前两个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则另一个推冲装置的长度和/或直径不同于前两个推冲装置的长度和/或直径，并且每个推冲装置可朝向前面级舱段的方向伸出；
气瓶固定于后面级舱段的外壁上或者后面级舱段的内部；
压力输送管路从气瓶的出气口连通至三个推冲装置；
开关阀设置在气瓶出口处或者压力输送管路上，以开启或关闭气瓶，控制气瓶内的压力气体通向压力输送管路。
2.根据权利要求1所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上具体为：
两个推冲装置分布在同一直径上，第三个推冲装置与另外两个推冲装置之间的夹角均为90°。
3.根据权利要求1所述的火箭舱段分离系统，其特征在于，三个推冲装置的推杆长度相同、推力大小相同，则三个推冲装置不均匀固定于后面级舱段的内部或外壁上具体为：
两个推冲装置之间的夹角大于120°且小于180°，第三个推冲装置布置在另外两个推冲装置之间夹角大于180°的一侧，并且第三个推冲装置与另外两个推冲装置之间的夹角均相等。
4.根据权利要求1-3任一项所述的火箭舱段分离系统，其特征在于，压力输送管路通向三个推冲装置中的两个推冲装置的部分彼此相同；压力输送管路通向三个推冲装置中的另一个推冲装置的部分其管道的行程不同于通向其他两个推冲装置的部分的管道的行程。
5.根据权利要求1-3任一项所述的火箭舱段分离系统，其特征在于，设置两个气瓶、两个开关阀和出口压力设置为相等的两个减压阀，每个开关阀控制其中一个气瓶，每个减压阀对一个气瓶中输出的气体进行减压。
6.根据权利要求1-3任一项所述的火箭舱段分离系统，其特征在于，气瓶的初始气压与推冲装置提供的分离冲量具有如下关系：
其中，I2为推冲装置提供的分离冲量；m1为前面级舱段的质量；m2为后面级舱段的质量；L为推冲装置的工作行程；P瓶1为气瓶初始气压；P瓶2为气瓶结束气压；V瓶为气瓶的体积；η为推冲效率，取值0.7；S为推冲装置的面积；V推冲为推冲装置的体积；V管路为压力输送管路的体积；F0为后面级舱段的后效推力，F0为恒定值。
7.根据权利要求1-3任一项所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，推冲装置包括：底座、外筒、中间筒和具有从后端向内延伸并且未贯通的充气腔的中心筒；中间筒的前端从外筒的后端插入贯通的外筒充气腔内，并且中间筒的前端与外筒前端向内弯折的部分接触；中心筒的前端从中间筒的后端插入中间筒充气腔内，并且中心筒的前端从中间筒的前端伸出，中心筒的外表面与中间筒前端向内弯折的部分接触；底座与外筒的后端固定。
8.根据权利要求1-3任一项所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，气瓶的出气口朝向火箭舱段的前方设置。
9.根据权利要求1-3任一项所述的火箭舱段分离系统，其特征在于，还包括：控制器，控制器与开关阀电连接，以控制开关阀开启；控制器与固定相邻两节火箭舱段的解锁装置电连接，以控制解锁装置解锁。
10.一种火箭，其特征在于，所述火箭上的相邻的两个舱段之间固定安装有上述权利要求1-9任一项所述的火箭舱段的分离系统。
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|---|---|---|---|
| CN201922294342.XU CN211223936U (zh) | 2019-12-19 | 2019-12-19 | 火箭舱段的分离系统及火箭 |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110816901A (zh) * | 2019-12-19 | 2020-02-21 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 火箭舱段的分离系统及火箭 |
| WO2023024311A1 (zh) * | 2021-08-27 | 2023-03-02 | 鲁东大学 | 一种柔性太空舱 |
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2019
- 2019-12-19 CN CN201922294342.XU patent/CN211223936U/zh active Active
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| CN110816901B (zh) * | 2019-12-19 | 2024-03-15 | 中国科学院力学研究所 | 火箭舱段的分离系统及火箭 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
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Effective date of registration: 20211214 Address after: 100089 No. 15, North Fourth Ring West Road, Haidian District, Beijing Patentee after: INSTITUTE OF MECHANICS, CHINESE ACADEMY OF SCIENCES Address before: 100176 1201, 12 / F, building 6, yard 18, Kechuang 13th Street, Beijing Economic and Technological Development Zone, Daxing District, Beijing Patentee before: Beijing Zhongke Aerospace Exploration Technology Co.,Ltd. |
|
| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20220811 Address after: 511400 room 1702, No. 1, Cuiying street, Nansha District, Guangzhou, Guangdong Province (office only) Patentee after: Guangzhou Zhongke Aerospace Exploration Technology Co.,Ltd. Address before: 100089 No. 15, North Fourth Ring West Road, Haidian District, Beijing Patentee before: INSTITUTE OF MECHANICS, CHINESE ACADEMY OF SCIENCES |
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