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公开(公告)号：CN119492286A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202411580669.2
申请日：2024-11-07
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
Abstract: 本发明提供一种动爆试验加载结构及装药动爆加载火箭橇试验系统，主要解决炮射试验无法准确获取动爆装药起爆时的真实冲击波数据问题。一种动爆试验加载结构包括座体和封帽；药球设置于座体顶面的凹槽内；将动爆试验加载结构设置于火箭橇平台上，通过火箭橇将药球加载到预定速度，药球与火箭橇分离，药球到达冲击波特征参数测试区域上方预定炸点，由起爆装置起爆药球。在测试区域设置传感器及高速摄像机，获取药球爆炸时刻信息和冲击波场演化过程图像及位移参数，从而获得准确的实验信息；本发明具有测试状态可控、通用性强、重复性好和测试方便等优点，为装药动爆提供了一种可靠的试验方法。
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公开(公告)号：CN119309902A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411429490.7
申请日：2024-10-14
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: G01N3/02 , G01N1/28 , G01N1/32 , G01N3/307 , G01N23/2251 , G01N23/203 , G01N23/20091
Abstract: 本发明公开了一种轨道防护涂层有效性的验证方法，利用二级轻气炮高压实验平台作为高速发射装置，发射滑靴材料制成的实心圆柱，使其与滑轨材料制成的试验靶体以一定角度相撞，对比试验靶体上有防护涂层和无防护涂层时的撞击结果，对防护涂层的有效性进行定性分析。本发明可为高超声速火箭橇试验轨道的涂层涂覆工作进行指导，提高试验效率，保证试验成功率。
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公开(公告)号：CN119223109A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411637901.1
申请日：2024-11-15
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供了一种高强度翼橇一体化融合结构，主要解决单轨火箭橇振动过载大和双轨火箭橇气动阻力大、推重比小及试验成本高的问题。一种高强度翼橇一体化融合结构采用的方案为产品橇、推力橇和侧翼一体化融合结构，能够应用于各类弹箭引战系统终点效应翼型火箭橇试验，为整个系统提供更加稳定的推进力，提高了橇体整体的刚度与强度，有效提高了系统稳定性，减小了系统质量与复杂程度，提高了系统的推重比。
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公开(公告)号：CN115795914A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211680033.6
申请日：2022-12-27
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F17/11 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种火箭橇靴轨摩擦热快速计算方法，通过试验测试数据或预先计算模拟数据，得到瞬像矩阵，并对矩阵进行矩阵分解，计算出特征向量和特征值信息，进一步得到POD基函数；根据问题所要求的误差，确定截留特征值数量，进而确定出满足要求的空间维度，利用所求出的特征向量，确定与空间维度相对应的向量空间；利用所确定的向量处理全阶模型的离散矩阵，得到温度场降阶模型，在生成的向量空间下计算降阶后的温度场模型，计算出相应的温度信息。本发明能够提高温度场计算效率，并节省大量的内存占用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119223108A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411637900.7
申请日：2024-11-15
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于大长径比火箭橇一体化支撑结构，主要解决现有技术中火箭撬支撑结构无法满足大直径、大长径比和薄壁类被试品的问题。一种适用于大长径比火箭橇一体化支撑结构采用底板、主板和封板，形成类四面体的支撑结构，其中主板的端面为曲面；底板、主板和封板形成的腔体内设置支撑筋；主板沿边缘设置若干通孔，通孔内设置螺套。使用时，将卡扣通过螺钉将支撑结构与被试品固定连接；本发明适用于大直径、大长径比薄壁被试品，其结构稳定性好，强度高，主板的曲面面积大，有效降低了接触面的压强，避免了薄壁被试品的局部应力集中的问题。
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公开(公告)号：CN119289798A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411424260.1
申请日：2024-10-12
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供一种自带支耳结构件火箭橇试验的分离限位结构，该结构设计为活动支耳式，将被试品支耳压在橇车下连接板上，可以快速实现对试验件的前后限位及固定。该结构的设计改变了常规接口上下半环的形式，上半环采用活动式支耳代替，大大减少了卡环及垫环的设计加工周期，活动式支耳结构对产品起到前后限位作用且具有质量小、易加工和易分离等特点，提高了弹橇分离的可靠性与安全性。当试验件自身带有支耳或后期加装上支耳后，大大缩短了因试验件外形复杂而增加的设计周期，并且提高了复杂外形试验件实现火箭试验的可能性。
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公开(公告)号：CN115952715A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202211673397.1
申请日：2022-12-26
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
Abstract: 本发明提供了一种中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析方法，对弹橇分离实体模型进行简化，建立弹橇分离气动简化模型，通过仿真求解，获得弹橇分离前后被试品和火箭橇体的气动升力和阻力，计算得到的被试品和火箭橇体气动力，获得被试品从直轨约束运动过程、动态分离过程和自由运动过程中与被试品竖向分离位移和运动姿态曲线，从被试品竖向分离位移曲线中得到被试品与火箭橇体约束结构之间的竖向分开距离，从被试品的竖向和侧向位移曲线中对其姿态进行分析。本发明增强了被试品分离过程的干扰源分析能力，实现了被试品从约束状态到动态分离再到自由运动的全过程模拟，实现了对被试品分离过程的准确模拟，提高计算精度，缩短设计周期，节约成本。
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公开(公告)号：CN215413429U
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202121500217.0
申请日：2021-07-03
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供了一种控制火箭橇试验被试品攻角的舵面装置，包括多组控制舵面，所述的控制舵面安装在被试品外壁或固连被试品的卡环上，若干组控制舵面沿被试品轴向分布；每组控制舵面以经过被试品中轴线的铅锤面为对称面，垂直于被试品中轴线安装在对称面两侧；所述控制舵面的形状为机翼构型。本发明使用多组控制舵面协同控制被试品飞行姿态，从而解决超声速火箭橇试验被试品着靶攻角难以控制的问题，具有通用性强、气动特性优良、结构简易、设计制造成本低等优点。
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公开(公告)号：CN216523999U
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202122610185.6
申请日：2021-10-26
Applicant: 中国兵器工业试验测试研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 本实用新型提供了一种适用于弹箭引战系统战斗部高超声速试验的单轨火箭橇，解决了目前单轨火箭橇试验的弹箭引战系统战斗部橇载安装和固定结构无法满足高超声速弹箭引战系统地面高动态试验需求的不足之处。本实用新型固定结构将弹箭引战系统战斗部融合在火箭橇车内部，采用前、后锥面限位，前中后三段固定；既能确保弹箭引战系统固定可靠，又能保持原有高超声速单轨火箭橇气动特性，换而言之，该固定结构实现了弹箭引战系统战斗部与橇车的融合设计，完整保留了高超声速单轨火箭橇的气动外形。
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