-
公开(公告)号：CN118850316A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411157527.5
申请日：2024-08-22
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: B64C1/14
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开一种用于火工品插座防护的快开式口盖装置及飞行器，快开式口盖装置包括主体、顶盖和开关锁，主体可拆卸连接于飞行器的舱壁，主体上设置有容纳槽；顶盖弹性复位转动连接在主体上，顶盖具有打开位置和关闭位置，顶盖位于打开位置时，容纳槽槽口呈非封闭状态，顶盖位于关闭位置时封闭容纳槽的槽口；开关锁弹性连接在主体上，开关锁具有锁止位置和解锁位置，开关锁具有从解锁位置向锁止位置移动的趋势，并能受力从锁止位置移动至解锁位置，开关锁位于锁止位置时限位连接顶盖，以将顶盖限位在关闭位置，开关锁位于解锁位置时远离顶盖，顶盖复位至打开位置。防护作用较佳，操作效率较高。
-
公开(公告)号：CN117781784A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311683168.2
申请日：2023-12-09
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及战斗部结构技术领域，尤其涉及一种用于侵彻战斗部的引信室，包括本体，本体的中心轴线沿其厚度方向延伸，本体上设置有至少一个引信安装孔，本体上沿周向间隔设置有多个减重孔，且周向设置的多个减重孔包围引信安装孔，每相邻两个减重孔之间的本体部分形成一个支撑棱，每个支撑棱的延长线相交于中心轴线上的同一点。该用于侵彻战斗部的引信室保障了战斗部侵彻过程中引信室的结构强度，对战斗部弹体尾部结构进行强度支撑，同时降低了战斗部的消极质量，增加侵彻的稳定性。
-
公开(公告)号：CN112284679B
公开(公告)日：2022-12-16
申请号：CN202010949705.3
申请日：2020-09-10
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明一种燃气舵测力五分量天平及分力的计算方法，包括以下步骤：S1、采集数据，发动机点火后燃气舵在发动机喷流中按照指定规律偏转，采集五分量天平中五分量的电压数据，及燃气舵舵偏角δ，所述五分量包括轴向力Fx、法向力Fy、X轴弯矩Mx、Y轴弯矩My、铰链力矩Mz；S2、计算校准。本方法测得数据丰富，规律性良好，具备良好的可操作性和较高的效率，获取的数据可以全面、准确地描述其性能，为相关专业提供有效数据支撑，同时降低工程研制成本和缩短研制周期，有较强的工程实用价值，针对具体的发动机与燃气舵系统结构形式、外形尺寸、性能指标等要求，可准确获取燃气舵性能参数，指导发动机与燃气舵设计与性能优化。
-
公开(公告)号：CN112284750B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202010949699.1
申请日：2020-09-10
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据。试验方法系统，获得数据精度高，通过温度补偿，可获取更可靠的燃气舵性能数据，利于指导发动机与燃气舵设计与优化。
-
公开(公告)号：CN114111476A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111480784.9
申请日：2021-12-06
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F42C21/00
Abstract: 本发明涉及一种可调节吹风式引信解锁试验测试装置。包括中心杆，所述中心杆的一端连接有前端头锥，另一端连接有稳定装置，靠近所述前端头锥一侧的中心杆上连接有配重块、所述配重块相对一侧的中心杆上设置有引信连接杆，所述引信连接杆的末端设置有引信连接接口，用于连接引信。其有益效果为：结构简单，体积小，安装方便；具有可调节性，能够针对不同的试验要求进行结构调整，适用范围广；操作方便，能够通过小型无人机进行投放；整体气动性能好，投放后结构能快速稳定，保证装置竖直下落；测试环境地面条件为沙地、泥土等时，测试装置可回收重复使用，降低了试验成本。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112761823A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011509100.9
申请日：2020-12-19
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。
-
公开(公告)号：CN113587745B
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202110717304.X
申请日：2021-06-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种用于导弹用舵机零位校正及带载测试的复合装置。包括安装平面、舵机座和四组结构相同的调零及带载测试组件。所述四组结构相同的调零及带载测试组件周向均布安装在安装平面上，通过舵机舱控制系统将四组舵片调整到机械零位状态，同时根据四组舵片转台的偏转角度设置舵机电气零位，此时再配合扭力杆完成带载测试。采用模块化设计，组件更换方便，且通过四组调零及带载测试组件轴向均布在在底板架上，实现同时对舵机舱整体进行测试，将舵机舱的零位校正系统与舵机系统带载测试系统整合为一体，实现了一机多用的功能，简化了舵机舱测试流程。具有舵机更换方便，测试流程简洁、测试精度高、通用性强等优点。
-
公开(公告)号：CN114963888B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202210410804.3
申请日：2022-04-19
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种集成式导弹控制器及其安装和使用方法。所述集成式导弹控制器，控制器壳体为环状结构，外环与控制舱壳体的内腔共型，内环中部有战斗部射流通道；控制器壳体沿弹轴向中部有用于对外通信连接器布置的凹陷结构。综合控制单元包括计算机板、信号处理板、功放板、对外及对内通信连接器；计算机板及信号处理板固定在控制器壳体上，置于壳体中隔板两侧，功放板安置在信号处理板上；对外通信连接器布置控制器壳体中部；对内通信连接器布置在后盖板上。前、后盖板分别安装在控制器壳体的前、后端。本发明具有硬件结构简单、连接方便、空间利用率高及具有良好的电磁屏蔽效果等优点，可提高导弹的有效载荷或射程，使得导弹的总体性能显著提升。
-
公开(公告)号：CN112761823B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202011509100.9
申请日：2020-12-19
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。
-
公开(公告)号：CN113446899A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110717302.0
申请日：2021-06-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种抛投式发射筒开盖机构，包括前盖、筒口圈、发射筒体、转轴、密封平垫、底座、爆炸螺栓、安装座、底板、O型密封圈等组成，在所述的前盖下端通过“U”字形开口槽与转轴铰接，上端通过螺纹固定在爆炸螺栓上，前盖端面设置有环状密封垫槽；筒口圈内型面与发射筒前端外型面套接；爆炸螺栓安置在安装座中，安装座安置在底板上；底座安置在筒口圈下方，转轴安装在底座的前端通孔内。本发明采用单爆炸螺栓—开口铰链的技术方案，抛盖动力源选用无污染的爆炸螺栓，具有解锁冲击小、无污染、结构简单等优点，有效地解决了现有技术中开盖机构性能不稳定、机构复杂、体积过大、存在污染的技术问题，适用于武器系统大批量生产。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
33
records
(took 0.03 seconds)
