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公开(公告)号：CN118721722A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410778900.2
申请日：2024-06-17
Applicant: 南京理工大学 , 西安航天动力技术研究所
IPC: B29C64/112 , B29C64/321 , B29C64/343 , B33Y10/00 , B33Y40/00 , B33Y70/00 , B29B7/00 , C09D11/36 , C09D11/38 , C09D11/30 , B29L7/00
Abstract: 本发明为一种正交叠层含能薄膜及3D打印成型方法。方法包括如下步骤：(1)以N,N‑二甲基甲酰胺DMF为溶剂，以聚偏氟二烯PVDF和热塑性聚氨酯TPU为分散剂，将三者进行超声混合，搅拌均匀，得到混合液；(2)向混合液中加入纳米铝热剂和纳米钛粉，再进行超声混合搅拌后得到含能墨水；(3)将含能墨水放入针筒内，利用真空泵将塑料薄膜吸附在加热平台上，启动3D打印装置，将含能墨水以正交叠层的方式打印在塑料薄膜上，将含能墨水在45‑55℃下固化形成含能薄膜。本发明方法简单高效，且正交叠层含能薄膜具有性能好、低延迟和能量释放率高等特点，能够扩展铝热剂以及其他含能材料的设计结构，使得含能薄膜能够更好满足固体发动机的多种应用需求。
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公开(公告)号：CN118686710A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410778518.1
申请日：2024-06-17
Applicant: 南京理工大学 , 西安航天动力技术研究所
IPC: F02K9/95 , B32B27/28 , B32B27/36 , B32B27/30 , B32B27/08 , B32B15/02 , B32B15/20 , B32B15/08 , B32B15/09 , B32B9/04 , B32B3/08 , B32B7/12
Abstract: 本发明属于固体发动机点火技术领域，具体涉及一种柔性含能薄膜平面多点点火装置。包括上下设置的点火单元层和输出单元层；点火单元层包括镂空的聚酰亚胺PI薄膜以及间隔设置在聚酰亚胺PI薄膜上的多个由串联电路连接的半导体桥点火芯片；输出单元层包括PET薄膜以及通过3D打印在PET薄膜上的含能薄膜；设置在聚酰亚胺PI薄膜上的半导体桥点火芯片的主体嵌设在含能薄膜内。本发明相比于BPN燃速提升了十几倍，有助于实现推进剂的快速点火。
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公开(公告)号：CN118632207A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410689208.2
申请日：2024-05-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种箭载传感器数据采集与无缆化组网传输装置，安装于火箭舱段内需要测量的位置，与传感器搭配使用，通过微控制器对传输装置与无缆化接收端之间的无线网络情况进行监测，根据网络情况，控制片内的ADC配合分压调理模块，对外部的传感器模拟量和内部电源模块的电压进行数据采集，利用片内的UART控制无线网络模组，将采集的传感器数据进行组帧后，发送至无缆化接收端；设计有开关电路，根据微控制器对网络情况的判断，使后级电路处于正常工作模式或低功耗睡眠模式，满足长时间运行要求；自身具备源模块，为传输装置和传感器供电。本发明提高了传感器在火箭舱内布设的灵活性，减少了长线缆敷设的工作，降低了线缆损伤带来系统故障的概率。
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公开(公告)号：CN114562917B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202210206309.0
申请日：2022-03-01
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种自毁聚能炸药索加压粘接固化装置，包括：加压块和加压座；所述加压座由加压座体和毛毡组成；所述加压座体为倒凹型金属件，毛毡粘接在加压座体的内凹面及下端面上；所述加压块的上端为半圆柱形金属件，下端为与加压座体外表面相配合的倒凹型金属件；将聚能炸药索的粘接面与粘接体之间初步粘合后，使一个以上加压座的凹槽放置于聚能炸药索的橡胶护套上，再将一个以上加压块的凹槽向下放置于对应的加压座上。
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公开(公告)号：CN118224014A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410314526.0
申请日：2024-03-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，属于固体火箭发动机药柱头部满装填技术领域。连接结构包括尾部环形点火装置、螺钉、绝热堵头、金属壳体和固定体绝热层；金属壳体的内表面上加工环形凹槽，环形凹槽的底面与固定体绝热层的端面平齐，两者共同构成容纳尾部环形点火装置空腔的底面；尾部环形点火装置装入金属壳体和固定体绝热层形成的环形安装空腔内，尾部环形点火装置的圆柱形凸台嵌入固定体绝热层的圆柱形凹槽内，螺钉穿过圆柱形凹槽上径向的通孔将尾部环形点火装置与固定体绝热层锁紧，绝热堵头安装在径向通孔的入口处将其封闭。本发明能够将尾部环形点火装置可靠固定，既不会带来消极质量，又不会破坏固定体绝热层强度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118194553A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410314073.1
申请日：2024-03-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06V20/17 , G06V20/70 , G06V10/774
Abstract: 本发明涉及一种模拟真实飞行环境的注入式验证方法，可以生成各种接近真实飞行条件的目标图像序列，并通过注入式仿真手段，较真实的完成图像跟踪、识别算法的验证。本发明试验方法，模拟真实飞行环境，采集获得目标图像序列；采用适当图像处理方法对采集的目标图像序列进行处理，生成接近飞行条件下的目标图像；并通过与真实飞行下的试验数据对比，对目标图像处理方法进行调整和校核，模拟更多场景下的目标图像序列；同时通过注入式仿真软件，利用生成的目标图像考核图像跟踪、识别算法性能。该方法利用有限的目标采集图像，可以模拟出各种真实飞行环境下的目标由远及近变化的图像序列，能够为全面验证图像跟踪、识别算法的性能提供支撑。
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公开(公告)号：CN116449855A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310307237.3
申请日：2023-03-27
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种考虑无动力飞行段速度约束的助推分离方法，包括S1将发动机结束工作的时刻记为最早分离时间tp0；S2确定最晚分离时间tp_max，tp_max为控制系统能够控制飞行器按照要求的速度和高度到达目标位置的最晚时间；S3获得理想弹道的海拔‑速度曲线作为理想速度曲线，将理想速度曲线记为H‑V曲线；S4实际飞行过程中，根据H‑V曲线确定飞行器的分离时刻。本发明提出的分离方法对飞行器与助推级分离时刻的速度进行限制，为飞行器无动力飞行段提供了合适的初速度，该分离方法简洁高效，易于实现。
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公开(公告)号：CN116409470A
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202310331017.4
申请日：2023-03-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种通用化高超声速飞行试验系统，包括有效载荷系统、地面系统和试验运载平台，包括地面综控机、发射车、测发控车、遥测车和外测车，地面综控机是整个试验系统的中心节点，用于任务规划、参数指令下发和数据回收分析；发射车上设置测发控前端和运载器，测发控前端用于执行测发控车传递过来的指令信号，运载器包括运载平台和试验载荷，试验载荷安装于试验平台的整流罩内，试验平台为试验载荷提供飞行环境、供电和通信条件。本发明所提供的系统采用通用化和自动化设计，系统工作高效，方便开展各型高超声速飞行试验。
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公开(公告)号：CN116230130A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211706522.4
申请日：2022-12-29
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G16C60/00 , G16C10/00 , G06F30/23 , G06F30/25 , G06F119/14 , G06F113/26 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种建立颗粒增强复合材料细观几何模型的方法，包括确定颗粒运动的三维空间范围；确定不同颗粒的目标体积及体积增长速度；确定三维空间范围内不同颗粒的数量；随机选取各颗粒的初始位置，并确定各颗粒的初始体积；采用LJ势函数确定当前时刻各颗粒间的相互作用力；根据当前时刻各颗粒间的相互作用力确定各颗粒当前时刻的运动速度和方向；基于各颗粒当前时刻的体积和体积增长速度得到下一时刻各颗粒的体积；基于各颗粒当前时刻的位置和当前时刻的运动速度、方向得到下一时刻各颗粒的位置；重复上述步骤，直至各颗粒在三维空间范围内均匀分布，并达到目标体积。本发明能够快速构建体现材料微小增强组分、高颗粒填充比的几何模型。
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公开(公告)号：CN116123932A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310180024.9
申请日：2023-03-01
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本申请公开一种可自动脱落的火箭扶护机构，涉及火箭发射领域，包括小滑块，固接于火箭本体；大滑靴，一端滑动连接于小滑块，另一端滑动连接于导轨；锁定机构，以弹性卡环从大滑靴背离小滑块的一端开始，穿过大滑靴插入到小滑块中，以实现对小滑块和大滑靴的锁定；解锁机构，一端连接锁定机构，一端连接于导轨的一端，以使火箭本体脱离导轨时，解锁机构带动锁定机构从小滑块内滑出、而解除锁定。发射时在轨段，该机构能够对火箭本体进行辅助支撑、滑行导向和限位，减小振动，离轨瞬间，能够快速脱落，消除气动阻力不利影响。
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