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公开(公告)号：CN115930678A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211665075.2
申请日：2022-12-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本申请涉及一种基于相变工质的集中式低温弹射装置，其包括：耐高压绝热容器具有封闭端和开口端；动力单元内部填充有相变工质，并且其位于耐高压绝热容器内，其还与耐高压绝热容器的内壁形成缓冲气室；动力单元的一端与封闭端连接，另一端设有将缓冲气室和动力单元内部连通或断开的泄压阀，泄压阀的喷射口朝向开口端。使得缓冲气室围绕在动力单元的四周，耐高压绝热容器为动力单元提供安装位置的同时，动力单元和缓冲气室进行集成，在纵向长度方向上减少低温弹射装置的长度，降低车载空间体积的对弹射装置的约束影响。另外，相变工质和激发工质共同作用产生低温混合高压气体，可降低弹射过程中工质温度，大幅度减小其他系统的热设计难度。
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公开(公告)号：CN116399175A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310185624.4
申请日：2023-03-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41F3/077
Abstract: 本申请涉及一种发射箱密封盖结构，属于火箭发射技术领域，所述发射箱密封盖结构，包括所述顶盖设置于发射箱的发射口上，所述底板设置于发射箱与顶盖之间，所述底板上开设有连通发射箱的导流孔，气体贮存释放装置，所述气体贮存释放装置包括储气瓶和控制器，所述控制器用于控制储气瓶释放压缩气体以将顶盖和底板脱离所述发射箱；本申请可以通过控制储气瓶释放高压气体通过底部导流孔排出，顶盖、底板和密封垫在气流反作用力下与发射箱本体分离，由于底部导流孔前后大小不一，气体对大孔附近区域作用力大于小孔附件区域，顶盖在前后气流作用下会翻转离开发射箱，即可使顶盖、密封垫和底板脱离发射箱与其分离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113074579A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110246859.0
申请日：2021-03-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种导弹的尾罩滞留装置，涉及导弹发射技术领域，包括：发射筒；导向组件，其包括多个环形分布的导向件，所述导向件安装在所述发射筒内壁上，且所述导向件与所述发射筒的轴线平行；至少两个由吸能材料制成的缓冲条组，所述缓冲条组包括两个相背设置在所述导向件两侧的缓冲条，且所述缓冲条靠近所述导向件的上端设置；同时，所述导向件上至多设一所述缓冲条组。本申请结构简单，且能够快速、可靠、平稳、安全地将导弹的尾罩滞留在发射筒内。
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公开(公告)号：CN112361895B
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202011139269.X
申请日：2020-10-22
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种滞留式导弹尾罩，涉及导弹发射技术领域，其包括尾罩主体、滞留机构和推力均衡结构，尾罩主体包括开口端，开口端用于罩设于弹体上；滞留机构组设于开口端上，并可沿弹筒的轴向移动至抵持于弹筒的内壁上，以使尾罩主体与弹体分离后，滞留于弹筒内；推力均衡结构设于尾罩主体的外表面上，且其包括环形的第一分隔罩，第一分隔罩由开口端沿周向朝远离滞留机构的方向凸设而成。可以防止气流流入尾罩主体的内壁与弹筒的外壁之间所形成的空隙内，弹筒不会受到气流冲击产生振动和偏摆，保证弹体与尾罩主体分离过程的平稳，不影响弹体的出筒姿态。
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公开(公告)号：CN113074579B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202110246859.0
申请日：2021-03-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种导弹的尾罩滞留装置，涉及导弹发射技术领域，包括：发射筒；导向组件，其包括多个环形分布的导向件，所述导向件安装在所述发射筒内壁上，且所述导向件与所述发射筒的轴线平行；至少两个由吸能材料制成的缓冲条组，所述缓冲条组包括两个相背设置在所述导向件两侧的缓冲条，且所述缓冲条靠近所述导向件的上端设置；同时，所述导向件上至多设一所述缓冲条组。本申请结构简单，且能够快速、可靠、平稳、安全地将导弹的尾罩滞留在发射筒内。
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公开(公告)号：CN115930678B
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202211665075.2
申请日：2022-12-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本申请涉及一种基于相变工质的集中式低温弹射装置，其包括：耐高压绝热容器具有封闭端和开口端；动力单元内部填充有相变工质，并且其位于耐高压绝热容器内，其还与耐高压绝热容器的内壁形成缓冲气室；动力单元的一端与封闭端连接，另一端设有将缓冲气室和动力单元内部连通或断开的泄压阀，泄压阀的喷射口朝向开口端。使得缓冲气室围绕在动力单元的四周，耐高压绝热容器为动力单元提供安装位置的同时，动力单元和缓冲气室进行集成，在纵向长度方向上减少低温弹射装置的长度，降低车载空间体积的对弹射装置的约束影响。另外，相变工质和激发工质共同作用产生低温混合高压气体，可降低弹射过程中工质温度，大幅度减小其他系统的热设计难度。
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公开(公告)号：CN112361895A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011139269.X
申请日：2020-10-22
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种滞留式导弹尾罩，涉及导弹发射技术领域，其包括尾罩主体、滞留机构和推力均衡结构，尾罩主体包括开口端，开口端用于罩设于弹体上；滞留机构组设于开口端上，并可沿弹筒的轴向移动至抵持于弹筒的内壁上，以使尾罩主体与弹体分离后，滞留于弹筒内；推力均衡结构设于尾罩主体的外表面上，且其包括环形的第一分隔罩，第一分隔罩由开口端沿周向朝远离滞留机构的方向凸设而成。可以防止气流流入尾罩主体的内壁与弹筒的外壁之间所形成的空隙内，弹筒不会受到气流冲击产生振动和偏摆，保证弹体与尾罩主体分离过程的平稳，不影响弹体的出筒姿态。
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