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公开(公告)号：CN105806151B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201610243305.4
申请日：2016-04-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 金玲 , 张晶 , 张程 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 李新田 , 李翔 , 孙亮 , 陈皓 , 韩英宏 , 刘珺怡 , 周晓和 , 赵日 , 朱忠领 , 乐贵高 , 马友林 , 高晶晶 , 张家骏 , 秦华海
Abstract: 本发明公开了一种可调节偏差式适配器结构，包括金属壳体及适配器，适配器由密到疏非均匀安装于金属壳体上，金属壳体为分瓣式柱形结构，金属壳体连接构成发射筒，导弹可置于发射筒中，适配器外形与金属壳体相匹配，为圆弧形结构，适配器包括本体和预埋件，本体材料为聚氨酯泡沫，适配器圆弧形内表面喷涂或粘接聚四氟乙烯，预埋件材料为金属，在本体成型过程中预埋在本体的聚氨酯泡沫中，预埋件与金属壳体通过螺钉连接，通过调节螺钉控制预埋件高度，进而调整适配器与导弹之间的间隙量。本发明适配器与发射筒固连，导弹发射脱离发射筒后，适配器不随导弹离开发射筒，实现了与导弹的分离功能，可重复使用。
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公开(公告)号：CN106121865B
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201610143230.2
申请日：2016-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 李新田 , 刘珺怡 , 陈松 , 李延成 , 严佳民 , 卢鑫 , 高晶晶 , 王毅 , 孙铁雁 , 韩英宏 , 宋少倩 , 许俊伟 , 温玉芬 , 陈皓 , 金红新 , 谢晓阳 , 王雪 , 刘勇 , 范新中 , 张浩
IPC: F02K9/86
Abstract: 本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。
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公开(公告)号：CN106121865A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610143230.2
申请日：2016-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 李新田 , 刘珺怡 , 陈松 , 李延成 , 严佳民 , 卢鑫 , 高晶晶 , 王毅 , 孙铁雁 , 韩英宏 , 宋少倩 , 许俊伟 , 温玉芬 , 陈皓 , 金红新 , 谢晓阳 , 王雪 , 刘勇 , 范新中 , 张浩
IPC: F02K9/86
CPC classification number: F02K9/86
Abstract: 本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106125571B
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201610157141.3
申请日：2016-03-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 宋少倩 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 雷延花 , 韩英宏 , 陈松 , 卢鑫 , 李新田 , 刘珺怡 , 温玉芬 , 陈皓 , 高晶晶 , 高庆 , 金红新 , 佟泽友 , 谢晓阳 , 刘宁 , 赵君伟
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提出的巡航导弹速度控制建模方法，结合冲压发动机的动态特性的描述，给出了速度控制回路的组成及建模流程，具体包括冲压发动机的建模、面向仿真的速度回路全量模型、面向控制的小扰动模型，为巡航导弹的性能评估和控制器设计奠定了基础。本发明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了弹体、冲压发动机、大气环境、测量装置和控制器之间的接口关系，为发动机性能和总体性能评估、技术指标实现提供基础。本发明提出的面向控制的小扰动模型建模方法，为速度控制器设计提供合理的设计模型，可有效提高控制品质。
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公开(公告)号：CN106125571A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610157141.3
申请日：2016-03-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 宋少倩 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 雷延花 , 韩英宏 , 陈松 , 卢鑫 , 李新田 , 刘珺怡 , 温玉芬 , 陈皓 , 高晶晶 , 高庆 , 金红新 , 佟泽友 , 谢晓阳 , 刘宁 , 赵君伟
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明提出的巡航导弹速度控制建模方法，结合冲压发动机的动态特性的描述，给出了速度控制回路的组成及建模流程，具体包括冲压发动机的建模、面向仿真的速度回路全量模型、面向控制的小扰动模型，为巡航导弹的性能评估和控制器设计奠定了基础。本发明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了弹体、冲压发动机、大气环境、测量装置和控制器之间的接口关系，为发动机性能和总体性能评估、技术指标实现提供基础。本发明提出的面向控制的小扰动模型建模方法，为速度控制器设计提供合理的设计模型，可有效提高控制品质。
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公开(公告)号：CN105806151A
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201610243305.4
申请日：2016-04-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 金玲 , 张晶 , 张程 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 李新田 , 李翔 , 孙亮 , 陈皓 , 韩英宏 , 刘珺怡 , 周晓和 , 赵日 , 朱忠领 , 乐贵高 , 马友林 , 高晶晶 , 张家骏 , 秦华海
Abstract: 本发明公开了一种可调节偏差式适配器结构，包括金属壳体及适配器，适配器由密到疏非均匀安装于金属壳体上，金属壳体为分瓣式柱形结构，金属壳体连接构成发射筒，导弹可置于发射筒中，适配器外形与金属壳体相匹配，为圆弧形结构，适配器包括本体和预埋件，本体材料为聚氨酯泡沫，适配器圆弧形内表面喷涂或粘接聚四氟乙烯，预埋件材料为金属，在本体成型过程中预埋在本体的聚氨酯泡沫中，预埋件与金属壳体通过螺钉连接，通过调节螺钉控制预埋件高度，进而调整适配器与导弹之间的间隙量。本发明适配器与发射筒固连，导弹发射脱离发射筒后，适配器不随导弹离开发射筒，实现了与导弹的分离功能，可重复使用。
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公开(公告)号：CN205400952U
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201620206140.9
申请日：2016-03-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 许俊伟 , 刘晓明 , 陈增奎 , 张晶 , 隗合怡 , 卢鑫 , 高晶晶 , 陈新民 , 陈世立 , 范新中 , 张浩 , 尹立中 , 陈松 , 佟泽友 , 刘爱莲 , 宋磊 , 聂青 , 金玲 , 韩英宏
IPC: F02M35/104
Abstract: 一种并联式进气道自适应连接结构，包括发动机、进气道、连接螺栓、楔块组合体，其特征在于，发动机与进气道采用并联形式连接，两体连接共有两处；其中所述发动机进气入口与进气道内流道出口处采用固定连接，进气道法兰与发动机法兰通过环向均布的连接螺栓连接；所述发动机侧壁与进气道隔道采用侧向可移动连接，进气道与发动机通过楔块组合体连接，所述楔块组合体可以在所述凸块滑槽内沿轴向自由移动。本实用新型有效降低加工难度和加工成本，能够适用于狭小空间下连接接口，连接部位不产生任何突起物，能够自动适应进气道和发动机工作时产生的热膨胀不匹配变形。
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公开(公告)号：CN205593435U
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201620319826.9
申请日：2016-04-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 陈皓 , 温玉芬 , 马友林 , 高庆 , 朱辰 , 陈松 , 卢鑫 , 高晶晶 , 范晶晶 , 陈星星 , 谢晓阳 , 雷延花 , 宋少倩 , 韩英宏 , 李新田 , 刘珺怡 , 洪东跑 , 李翔
IPC: F42B10/04
Abstract: 本实用新型公开了一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，该空气舵舵面为凸六边形，其面积根据导弹操稳性参数确定，前缘后掠角、前缘切角、梢弦切角、后缘切角根据舵面流动特征确定，使得舵面均为超声速流动，舵面最大半展长根据舵面面积和展弦比确定，展弦比最佳取值范围为1.5～3，前缘、后缘切角位置距根弦垂直距离根据当地边界层厚度确定。在同等空气舵面面积情况下，六边形切角空气舵的舵面控制力矩优，而舵面压心系数变化量明显减小，综合性能有显著提升，降低了导弹总体设计难度。
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