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公开(公告)号：CN116669155A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310587823.8
申请日：2023-05-23
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提出了一种轻武器击发信号判别系统及方法，能够稳定可靠判别射手击发信号。本发明硬件设计上，将满足无线传感网络通讯功能的模块与采集电路及传感器供电部分电路分离开，设计两级开关电路分别控制两部分电路的上电。采用相应节电策略进行控制，使微处理器处于低功耗休眠状态与工作状态两种切换方式下。减少了STA电池容量，相应体积、重量、成本均降低，增加STA待机时间，能够满足使用需求。
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公开(公告)号：CN109035737A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201811010597.2
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于ZigBee技术的无线发射控制系统，属于小型导弹地面发射控制技术领域，包括：上位机、ZigBee网络控制主机及发射控制终端；所述上位机为该无线发射控制系统的指令发送端，并与ZigBee网络控制主机连接；所述ZigBee网络控制主机为该无线发射控制系统的数据传输中转装置，包括第一数字信号处理单元、第一接口模块及ZigBee协调器；所述发射控制终端为上位机发出的指令的执行装置，包括：第二数字信号处理单元、ZigBee终端模块、第二接口模块及点火控制模块，ZigBee终端模块用于通过无线信道接收ZigBee协调器发出的指令；本发明无需对导弹内部结构进行设计更改，只需在地面上增加ZigBee模块，即可实现发射控制系统和导弹的数据传输。
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公开(公告)号：CN107956600A
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201711167771.X
申请日：2017-11-21
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体助推发动机的出口堵盖受力测量装置，属于固体火箭冲压发动机技术领域。所述测量装置主要由堵头、密封圈、滑块、润滑油、压力传感器以及框体组成；框体的下端与发动机壳体固定连接，框体内部的滑块与发动机壳体内部的固体推进剂相接触，堵头以及压力传感器分别安装在框体的上端，润滑油填充在由框体、滑块、堵头、压力传感器以及密封圈形成的密封腔体中，由固体推进剂燃烧产生的压强经过未燃烧的固体推进剂、滑块以及润滑油的传递作用使压力传感器采集得到压强，并根据简单计算得到出口堵盖受力大小，进而为出口堵盖精细化设计提供依据，有效降低出口堵盖设计难度，确保固体助推发动机“转级过程”顺利进行。
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公开(公告)号：CN112345224B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202011211623.5
申请日：2020-11-03
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种硬质落球中低速旋转及转速测量监控报警系统，包括：硬质落球、旋转夹具、夹具支耳、输入齿轮、齿轮轴、转轴支耳、主转轴、旋转杆、装配底板及转速测量监控模块；两个夹具支耳固定在装配底板上；两个旋转夹具的中心轴分别对应安装在两个夹具支耳的安装孔内；硬质落球通过球面配合夹紧在两个旋转夹具之间；齿轮轴上设有输出齿轮；齿轮轴与一个旋转夹具的转轴同轴连接；一对转轴支耳固定在装配底板上；主转轴安装在一对转轴支耳的安装孔内；输入齿轮与主转轴同轴连接，且输入齿轮与齿轮轴的输出齿轮啮合；输入齿轮上安装有旋转杆；本发明能够有效模拟硬质落球从高空抛落后的中低速自由旋转，同时实时观测硬质落球的转速。
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公开(公告)号：CN109696082B
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN201910005271.9
申请日：2019-01-03
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F41F3/04 , H01R13/633
Abstract: 本发明公开了一种火箭发射电连接器快速脱落装置，包括插头壳体、转臂、转臂轴、转臂支架、底座、拉簧、牵引绳、拨叉、燃气盖板及压簧联动机构；插头壳体用于固定外部电连接器的插头，插头壳体与转臂铰接，转臂通过转臂轴与转臂支架活动连接，转臂支架固定在底座上，拉簧固定在转臂与底座之间；拨叉一端与转臂轴固定，另一端抵住燃气盖板，且拨叉中部通过牵引绳与转臂相连；火箭点火运动时，带动插头壳体水平移动，在拉簧的作用下，转臂带动插头壳体绕转臂轴转动，插头与火箭上的插座分离，同时，转臂通过牵引绳带动拨叉转动，燃气盖板限位解除，压簧联动机构带动燃气盖板覆盖插头。本发明能够使电连接器先点火后脱落，火箭发射可靠、准确。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112343962A
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN202011210029.4
申请日：2020-11-03
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F16F15/067 , F41F3/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭发射架的减振支座，包括：装配底板、左立柱、左下套筒、支撑板、左上套筒、左装配盖板、右装配盖板、右上套筒、右下套筒、右立柱、左上弹簧、左下弹簧、右上弹簧及右下弹簧；本发明能够防止火箭发射架运输过程中的振动对火箭发射架的破坏和长期贮存时火箭发射架的变形对火箭发射架起竖电动缸丝杠造成的破坏。
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公开(公告)号：CN110597163A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910769931.0
申请日：2019-08-20
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G05B19/05
Abstract: 本发明公开了一种用于发控系统的编码控制供电电路，包括电磁继电器K1、八通道达林顿管阵列U1、八输入与非门U3和六非门U2、U4、U5、U6、U7，本发明公开的电路受控于发控系统的主控CPU上电运行的工作逻辑，通过与外围设备地面供电电源、地面辅助电源、5V电源转换器匹配工作，能够有效、可靠地保证发控系统在工作时，严格地按照工作流程时序接通地面供电电路。
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公开(公告)号：CN109342067A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811011757.5
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭冲压发动机测试系统，属于固体火箭冲压发动机技术领域，包括：发动机模拟板卡、外接设备及上位机；所述发动机模拟板卡插接在上位机的卡槽上，用于模拟发动机实际工作时的压强；所述外接设备用于接收上位机发出的测试指令，通过发动机模拟板卡的控制来实现模拟实际的发动机地面试验或者半实物仿真流程；所述上位机用于向外接设备发送测试指令，以实现对发动机模拟板卡的实时控制；本发明用于模拟固体火箭冲压发动机工作全流程，完成发动机地面试车或半实物仿真试验。
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公开(公告)号：CN108008470A
公开(公告)日：2018-05-08
申请号：CN201711166814.2
申请日：2017-11-21
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01W1/08
CPC classification number: G01W1/08
Abstract: 本发明公开了一种双模复合型火箭探空仪，采用雷达与卫星导航两种定位技术，卫星导航采集的数据，克服了气象雷达测量体制测量角度和斜距准确度不足的问题，能显著提升探测数据的准确性；而导航卫星测量体制的火箭探空仪性能不稳定、定位易失锁，收星情况受天气影响较大的缺点又通过气象雷达的跟踪定位得到弥补，能够大幅提高整个探测系统的可靠性；采用雷达与导航两种定位技术，获取的定位数据相互补充、相互验证，提高了探测数据的计算精度、增加了探测数据的可信度。
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公开(公告)号：CN116624293A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310585687.9
申请日：2023-05-23
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明提出了一种防控制端复位瞬态误触发的固体火箭发动机点火电路，能够防止控制系统控制输出端复位瞬态误触发。针对控制端复位瞬态高电平进行防误触发处理，采用简单的逻辑模块和上拉电阻实现，能够防止控制系统控制输出端复位瞬态误触发，通过在控制模块的输出端接上拉电阻使得控制模块输出的控制信号在复位期间处于常高状态，通过逻辑模块反相为低电平信号，可有效防止控制模块上电复位瞬间发出高电平信号直接造成点火模块误触发。
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