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公开(公告)号：CN109708536B
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN201811489097.1
申请日：2018-12-06
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种紧凑型小型化集成式导弹控制器，包括外壳及共同设置在外壳内的导航电路板、GPS信号板、计算机电路板、电源电路板、舵机功放电路、通讯协议电路板和金属屏蔽板，外壳包括壳体和连接杆，壳体包括底盖、电路板支架Ⅰ、电路板支架Ⅱ、电路板支架Ⅲ和上盖；底盖通过第一隔板分为两个独立空间，其中一个独立空间水平设置导航电路板，另一个独立空间水平设置GPS信号板和金属屏蔽板；上盖通过第二隔板隔断分为两个独立空间，其中一个独立空间安装所述通讯协议电路板，另一个独立空间安装对外电气电连接器。本发明具有体积小、结构简单，安装方便，电缆布局好，系统抗电磁干扰能力强的优点。可以推广应用小型导弹武器系统上。
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公开(公告)号：CN109631674B
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN201811436563.X
申请日：2018-11-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明公开了一种导引头充放气装置，安装在导引头的壳体(10)上，置于导引头内腔中，包括外套(1)、气嘴(2)、手柄(4)和充气头(5)，气嘴(2)置于外套(1)内，气嘴(2)包括堵头段和通气段，堵头段设有外螺纹，外螺纹上设有导流槽，通气段中部设有气嘴内腔(202)；堵头段与通气段之间设有第一台阶(203)，外套(1)与第一台阶(203)之间设有间隙，外套(1)于间隙处设第一密封圈(6)，通气段靠近所述第一密封圈(6)处设有过气孔(201)，气嘴内腔(202)、过气孔(201)和导流槽形成充放气通道，手柄(4)与气嘴(2)套接，充气头(5)置于气嘴内腔(202)内。本发明的充气装置，结构简单，充放气操作方便，且密封性良好。
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公开(公告)号：CN116588324A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310733356.5
申请日：2023-06-20
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本申请涉及一种可调减速比的小型化电动舵机。包括驱动组件、输出组件和传动组件；驱动组件包括套筒、连接于套筒一侧的电机、设置于套筒内的滚珠丝杠副，电机的输出轴与滚珠丝杠副的丝杆同轴连接，套筒的一侧固设有至少一根滑轨，套筒的筒壁开设有至少一个条形限位孔；输出组件包括安装座、力矩输出轴和若干轴承，安装座内为阶梯状中空结构，力矩输出轴安装于安装座内，若干轴承设置于力矩输出轴与安装座之间；传动组件的一端活动连接于圆柱销，另一端穿过安装座固定连接于力矩输出轴，传动组件可沿其长度方向伸缩。其有益效果为：该舵机结构简单，成本低廉、安装便捷，可调减速比，可以很好的应用于中小型飞行器。
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公开(公告)号：CN109631674A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811436563.X
申请日：2018-11-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
CPC classification number: F41G11/00 , F17C13/00 , F17C2270/0186
Abstract: 本发明公开了一种导引头充放气装置，安装在导引头的壳体(10)上，置于导引头内腔中，包括外套(1)、气嘴(2)、手柄(4)和充气头(5)，气嘴(2)置于外套(1)内，气嘴(2)包括堵头段和通气段，堵头段设有外螺纹，外螺纹上设有导流槽，通气段中部设有气嘴内腔(202)；堵头段与通气段之间设有第一台阶(203)，外套(1)与第一台阶(203)之间设有间隙，外套(1)于间隙处设第一密封圈(6)，通气段靠近所述第一密封圈(6)处设有过气孔(201)，气嘴内腔(202)、过气孔(201)和导流槽形成充放气通道，手柄(4)与气嘴(2)套接，充气头(5)置于气嘴内腔(202)内。本发明的充气装置，结构简单，充放气操作方便，且密封性良好。
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公开(公告)号：CN115123545B
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202210742304.X
申请日：2022-06-27
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: B64D1/12
Abstract: 本发明公开了一种用于飞行器载荷释放的机构，属于飞行器技术领域；其包括推杆筒、推杆、套筒、底螺、电拔销器、缓冲垫、弹簧、钢套；电拔销器作为解锁装置安装在推杆筒上，弹簧作为动力源安装在推杆上，推杆一端与套筒固定连接，另一端穿过推杆筒上第二中心孔与底螺连接；套筒对弹簧压缩后通过电拔销器上的销轴对套筒进行限位，释放时电拔销器通过拔销动作对套筒解除限位，弹簧通过推杆驱动载荷释放。本发明采用弹簧为动力源、通过电拔销器解锁的方式在有限的空间内对载荷进行释放，释放的冲击小、同步性高、一致性好，且具有结构简单、装配容易、成本较低、可重复使用等优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116718080A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310793187.4
申请日：2023-06-30
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种大展弦比纵向折叠翼锁定解锁装置，包括活塞缸、活塞装置、初始锁紧机构、到位锁紧机构、传动转接部件及驱动机构；活塞装置滑动设置在活塞缸内；初始锁紧机构设置于活塞缸体侧面，用于初始锁紧活塞装置；到位锁紧机构采用钢球式锁紧结构，设置于活塞杆后端；传动转接部件设置于活塞杆前端，连接于弹翼；驱动机构为活塞装置提供驱动力，从而带动传动转接部件驱动弹翼展开。本发明结构组成简单、功能可靠，具有初始约束力大、解锁力小、锁紧力大的特点；集弹翼初始锁紧及解锁、驱动运动及到位锁紧等多种功能于一体。同时，还可实现锁定解锁装置手动解锁、驱动运动及到位自动锁定等功能，安装调试及勤务处理便捷。
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公开(公告)号：CN115127406A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210742443.2
申请日：2022-06-27
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明公开了一种预分离式壳片辅助锁紧机构，属于航空航天技术领域，其包括锁舌、铰接臂、固定臂、弹簧、销轴、基座；其中铰接臂、固定臂、弹簧、销轴共2组对称布置在基座上，铰接臂一端通过销轴与基座实现铰接连接，另一端与固定臂之间布置弹簧，固定臂与基座固定连接。锁舌、铰接臂上设置有对应的小角度楔形面和大角度楔形面。壳片安装后，锁舌与铰接臂通过大角度楔形面接触，使用足够大的驱动力压缩弹簧才可解锁。本发明装置解决了预分离式壳片因刚度较差在生产后的应力释放变形和安装时壳片受力变形所导致的壳片外形超差、密封不满足要求的问题，同时该结构具有锁紧可靠、结构简单、安装空间小、成本低及可维修性好等优点。
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公开(公告)号：CN109625338B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN201811515299.9
申请日：2018-12-12
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 可自抛离的整流罩，和火箭主体的头部通过对接支架连接，包括：整流罩壳体，包括至少两瓣分流罩片体，分流罩片体至少通过径向连接机构拼合连接；以及抛罩分离系统，接收火箭主体的控制指令进行动作，包括设置在整流罩壳体内的分离输出机构和轴向连接机构，轴向连接机构用于连接对接支架和整流罩壳体，其中，分离输出机构用于在径向连接机构和轴向连接机构的连接解除后，推动整流罩壳体按照预定的分离速度和姿态分离。因为在整流罩壳体内设置有抛罩分离系统，通过抛罩分离系统具有的分离输出机构的主动动作来做功，克服高超声速状态下的阻力和高温环境的影响，分离速度快，输出性能稳定可靠，可用于严酷环境条件下的整流罩分离。
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公开(公告)号：CN109708536A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811489097.1
申请日：2018-12-06
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种紧凑型小型化集成式导弹控制器，包括外壳及共同设置在外壳内的导航电路板、GPS信号板、计算机电路板、电源电路板、舵机功放电路、通讯协议电路板和金属屏蔽板，外壳包括壳体和连接杆，壳体包括底盖、电路板支架Ⅰ、电路板支架Ⅱ、电路板支架Ⅲ和上盖；底盖通过第一隔板分为两个独立空间，其中一个独立空间水平设置导航电路板，另一个独立空间水平设置GPS信号板和金属屏蔽板；上盖通过第二隔板隔断分为两个独立空间，其中一个独立空间安装所述通讯协议电路板，另一个独立空间安装对外电气电连接器。本发明具有体积小、结构简单，安装方便，电缆布局好，系统抗电磁干扰能力强的优点。可以推广应用小型导弹武器系统上。
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公开(公告)号：CN116625177A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310782399.2
申请日：2023-06-29
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种飞行器折叠舵及其锁定解锁装置，折叠舵包括外舵、内舵、锁销机构、驱动机构；外舵底部设置有转轴孔件、锁销孔件；内舵上部设有安装孔件、定位孔件；锁销机构设置在锁销孔件内，包括锁紧销、压缩弹簧和堵塞；驱动机构包括套筒轴和扭杆，套筒轴穿过外舵和内舵，将两者相连接；扭杆一端通过套筒轴固定在定位孔件上，另一端通过堵塞固定在锁销孔件上，外舵可绕套筒轴折叠；锁定解锁装置包括栅格翼、限位杆和分离机构；折叠舵安装在飞行器伺服舱壳体周侧，限位杆安装在栅格翼上，通过分离机构与飞行器连接，限位杆伸出部分将外舵约束在折叠状态。本发明相比于现有技术结构更加简单、气动性能好、解锁展开对飞行器飞行姿态影响小。
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