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公开(公告)号：CN118882421A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410909565.5
申请日：2024-07-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭翼圆周对称度测试装置，提供用于被测产品弹翼、舵翼、尾翼相对于弹体的圆周对称度测试装置，是一种可以实现不同形状、不同厚度翼的通用测量装置，并可有效提高测试的便利及可靠性。测试时，一组翼中每片翼使用一个本装置，在同一个测试基准上可一次测量出该组翼相对弹轴圆周对称度。
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公开(公告)号：CN118705950A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410909566.X
申请日：2024-07-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种地面火箭橇用大型战斗部与舱体连接结构及方法，包括战斗部前舱体、战斗部后舱体、战斗部、战斗部后法兰、橇车后抱环、中部顶环和顶块；战斗部后法兰与战斗部连接，与战斗部后舱体连接；战斗部后法兰翻边与撬车后抱环连接；顶块为楔形结构，与战斗部前舱体对应位置键槽配合；中部顶环与战斗部前舱体通过内螺纹连接；中部顶环上的螺栓将顶块顶紧，约束其战斗部横向自由度。本发明解决了大重型战斗部在地面进行高过载火箭橇试验时舱体及连接结构的强度问题。
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公开(公告)号：CN117145654B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311407022.5
申请日：2023-10-27
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 戴存喜 , 张永励 , 李学峰 , 李晓鹏 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 杨云刚 , 王璐 , 王东凯 , 马兴普
Abstract: 本发明提供一种可适应喷管变形的低成本弹尾防热密封结构，解决了导弹在贮运状态下的弹尾密封及导弹在工作状态下金属密封圈失效的问题；本发明采用的方案为在弹尾设置带有翻边的密封环，密封环嵌入弹尾防热板凹槽内；尾舱舱体侧壁与发动机喷管尾部外壁圆柱段预留的间隙值大于发动机喷管工作时的单边热膨胀变形量和径向摆动幅值的和；发动机工作时，发动机喷管的热膨胀变形会补偿喷管外壁与弹尾密封环内圈的间隙，发动机喷管带动弹尾密封环一起径向摆动时，弹尾密封环翻边在弹尾防热板与尾舱后端框形成的空腔内运动，弹尾密封环翻边与弹尾防热板凹槽底面填充了动密封腻子，在适应发动机喷管径向摆动的同时保证发动机喷管与尾舱的密封性。
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公开(公告)号：CN118882418A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410909567.4
申请日：2024-07-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型战斗部与舱体连接结构及方法，包括舱体、战斗部、战斗部后法兰、中部抱环、中部支撑螺杆、前辅助支撑环、锁紧螺母、弧形垫片等组成。舱体为圆锥段，战斗部放置在舱体内部，战斗部后法兰安装在舱体后端，中部抱环安装于战斗部重心前，起径向主支撑作用，前辅助支撑环安装于战斗部前端，起辅助支撑作用。本发明解决了大重型战斗部在舱体内连接强度和刚度的问题，通过前辅助支撑解决了舱体前端刚度弱的问题。
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公开(公告)号：CN118882417A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410909570.6
申请日：2024-07-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种舵系统模块化结构及方法，包括空气舵、空气舵安装座、舵轴防热盖、轴承、锁紧螺母和挡圈；空气舵通过轴承安装在空气舵安装座上，使空气舵在飞行工作过程中根据舵机指令旋转；锁紧螺母安装在空气舵舵轴后端，约束空气舵负Z向自由度；空气舵轴肩通过与挡圈配合约束空气舵正Z向自由度；舵轴防热盖安装在舵轴上，用于阻挡飞行过程热气流进入舵轴内部；挡圈与舵轴防热盖通过凹凸结构配合，阻止热气流进入舵轴。本发明能够适应旋转舵机的工作要求，可在单独状态下完成舵系统装配，总装时可拆除，避免了在舱体与发动机套装时，发动机喷管与舵系统干涉无法套装的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119245447A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202311172387.4
申请日：2023-09-12
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 陈昊 , 南广智 , 李晓鹏 , 李学峰 , 苗劲松 , 韩琰 , 戴存喜 , 张永励 , 李昊 , 李瑶 , 杨云刚 , 王璐 , 王东凯 , 马兴普 , 马颖超 , 靳鑫 , 杜天宇
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明公开了一种导弹战斗部尾端辅助支撑装置，包括舱体、战斗部、支撑架、支撑环、螺母、螺栓；支撑环为L性截面的圆环，沿环向均布安装支撑架，支撑架为带有筋条的梯形件，一端与支撑环固定连接，另一端与舱体端面固定连接。将支撑环套入战斗部尾端，支撑架与支撑环组成类似“爪”型的连接结构，开敞性好，重量轻，安装方便。支撑环沿轴向侧边设置有若干径向螺纹孔，在径向螺纹孔安装螺栓和螺母，以便螺栓能够垂直顶住战斗部尾端表面，形成预紧力，提供径向约束刚度，同时拧紧螺母防止松动；对于战斗部轴向约束刚度，可通过调节径向螺栓预紧力来调整轴向约束刚度。本发明可适配多种外形战斗部，通过在不同螺纹孔安装螺丝来实现径向约束。
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公开(公告)号：CN117516295A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311236825.9
申请日：2023-09-25
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 陈昊 , 李学峰 , 南广智 , 马兴普 , 戴存喜 , 韩琰 , 张永励 , 李晓鹏 , 马颖超 , 李昊 , 李瑶 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 贾史倩 , 杨云刚 , 王璐 , 王东凯
Abstract: 本发明公开了一种导弹战斗部与舱体连接结构，括舱体、战斗部、舱体连接法兰、战斗部连接法兰、锁紧环、支撑环、支撑架，所述舱体为圆锥状，所述战斗部放置在舱体内部，所述舱体连接法兰安装在舱体内部中间位置，所述战斗部连接法兰安装在战斗部重心处并与舱体连接法兰连接，所述锁紧环安装在战斗部上并与战斗部连接法兰互相拧紧，所述支撑环安装在战斗部后端面，通过支撑架与舱体后端面连接，起辅助支撑作用。本发明解决了重型战斗部在舱体内的连接强度和安装便利性问题，同时采用战斗部端部径向强连接、轴向弱连接的方式，既满足强度要求，又降低结构重量。
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公开(公告)号：CN117288045A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311255766.X
申请日：2023-09-27
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 马兴普 , 韩琰 , 牛智奇 , 李晓鹏 , 张永励 , 戴存喜 , 李学峰 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 杨云刚 , 王璐 , 王东凯 , 李琪
Abstract: 本发明公开了一种高超声速导弹折叠舵热障涂层可烧蚀保护结构，是在导弹折叠舵翼的梢弦部位安装的低摩擦、可烧蚀的防护结构。该防护结构横截面呈无长底边的梯形，厚度为0.5mm～2mm之间；所用材料为摩擦系数小、易烧蚀的非金属材料；该结构在导弹运输、发射出筒过程中避免折叠舵翼稍部热障涂层与筒壁直接接触，防止热障涂层在运输、出筒过程中出现磕碰、损坏、脱落；在导弹出筒后，该保护结构在气动热作用下，快速烧蚀，不影响导弹气动特性；综合实现了导弹折叠舵热障涂层在筒内的保护需求和飞行过程中的烧蚀需求。本发明简单可靠、成本低、加工工艺性好，可保证折叠舵热障涂层在出筒过程中不损坏，导弹飞行过程中不影响气动特性，具有良好的使用价值。
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公开(公告)号：CN117262203A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311278257.9
申请日：2023-10-07
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 韩琰 , 刘钧圣 , 李晓鹏 , 戴存喜 , 李学峰 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 杨云刚 , 王璐 , 王东凯 , 马兴普
Abstract: 本发明公开了一种用于折叠舵翼多组弦向锁紧机构的解锁装置，该装置取消了传统折叠舵翼弦向锁紧机构需在舵面锁紧机构附近设置操作窗口的解锁需求，提高了折叠舵翼的结构防热可靠性。解锁装置主要由连杆和操作手柄组成，通过在定舵面内部设置直径比解锁装置连杆直径大2mm～4mm的工艺过孔，采用解锁装置连杆通过舵面工艺过孔回退前锁紧销，使前锁紧销压入动舵面的锁紧孔中，转动动舵面一定角度，当前锁紧销被定舵面的配合面抵住时即可取出解锁装置，并进一步回折动舵面，实现舵面解锁。本发明解锁装置设计巧妙，操作简单，可由单人独立完成舵面解锁，且无需舵面上开操作窗口，提高了折叠舵翼的结构防热可靠性，适合弦向锁紧的高超声速折叠舵翼使用。
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公开(公告)号：CN117145654A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311407022.5
申请日：2023-10-27
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 戴存喜 , 张永励 , 李学峰 , 李晓鹏 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 杨云刚 , 王璐 , 王东凯 , 马兴普
Abstract: 本发明提供一种可适应喷管变形的低成本弹尾防热密封结构，解决了导弹在贮运状态下的弹尾密封及导弹在工作状态下金属密封圈失效的问题；本发明采用的方案为在弹尾设置带有翻边的密封环，密封环嵌入弹尾防热板凹槽内；尾舱舱体侧壁与发动机喷管尾部外壁圆柱段预留的间隙值大于发动机喷管工作时的单边热膨胀变形量和径向摆动幅值的和；发动机工作时，发动机喷管的热膨胀变形会补偿喷管外壁与弹尾密封环内圈的间隙，发动机喷管带动弹尾密封环一起径向摆动时，弹尾密封环翻边在弹尾防热板与尾舱后端框形成的空腔内运动，弹尾密封环翻边与弹尾防热板凹槽底面填充了动密封腻子，在适应发动机喷管径向摆动的同时保证发动机喷管与尾舱的密封性。
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