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公开(公告)号：CN116101491B
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202310167396.8
申请日：2023-02-27
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种机载武器发射导轨及机载巡航武器后向发射方法，该发射导轨包括沿机载巡航武器的宽度方向相对设置的第一导向支架和第二导向支架；第一导向支架和第二导向支架均为倾斜的工字型结构；在第一导向支架的一侧设置有第一内侧导向凹槽，另一侧设置有第一外侧导向凹槽；在第二导向支架的一侧设置有第二内侧导向凹槽，另一侧设置有第二外侧导向凹槽；各个导向凹槽均沿机载巡航武器的长度方向延伸，并用于与机载巡航武器的吊挂滑块滑动配合。上述发射导轨能够有效的抑制振动激励作用下吊挂的巡航武器在滚转和偏航方向上的波动，提高了发射精度和发射安全性。
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公开(公告)号：CN116007437A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211717761.X
申请日：2022-12-30
申请人： 安徽方圆机电股份有限公司
摘要： 本发明提供一种多联装火箭集束挂件，其特征在于：它包括挂载架体（1），在挂载架体（1）上连接有一组火箭发射筒连接组件（2），所述的挂载架体（1）包括底座（1a），在底座（1a）上至少连接有两个第一竖板（1b），在每块第一竖板（1b）上至少延伸出一对肩部，在两个第一竖板（1b）之间的肩部之间连接有安装块（1c），在每块安装块（1c）上均连接有火箭发射筒连接组件（2），所述的底座（1a）、竖板（1b）和安装块（1c）为一体制成。本发明具有结构简单、安装方便、定位准确，保证多个火箭筒轴线在安装固定后精度，以保证火箭筒对目标瞄准一致性，实现对目标精确打击。
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公开(公告)号：CN106767157B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201611160541.6
申请日：2016-12-15
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
摘要： 本发明属于运载火箭发射技术，涉及一种运输机跃升式空射运载火箭方法。空中发射运载火箭的步骤如下：装载火箭；起飞；确定运输机(1)的法向过载系数nz；确定运输机(1)跃升机动飞行时的法向过载nz1；确定爬升轨迹和发射点位置；释放运载火箭；运载火箭点火自主发射。本发明提出了一种运输机跃升式空射运载火箭方法，突破了空中发射运载火箭的重量限制，减轻了运载火箭对舱门地板的载荷。
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公开(公告)号：CN106767157A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611160541.6
申请日：2016-12-15
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
CPC分类号： G06F17/5095 , F41F3/06
摘要： 本发明属于运载火箭发射技术，涉及一种运输机跃升式空射运载火箭方法。空中发射运载火箭的步骤如下：装载火箭；起飞；确定运输机(1)的法向过载系数nz；确定运输机(1)跃升机动飞行时的法向过载nz1；确定爬升轨迹和发射点位置；释放运载火箭；运载火箭点火自主发射。本发明提出了一种运输机跃升式空射运载火箭方法，突破了空中发射运载火箭的重量限制，减轻了运载火箭对舱门地板的载荷。
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公开(公告)号：CN102123913A
公开(公告)日：2011-07-13
申请号：CN200680056745.3
申请日：2006-12-25
发明人： 奥雷格·费多洛维奇·德默陈科 , 尼科莱·尼科拉耶维奇·多尔正科夫 , 康斯坦丁·费德洛维奇·波波维奇 , 夫拉帝米尔·贝德洛维奇·思科林 , 阿卡帝·劳思福维奇·古尔多夫 , 夫拉帝米尔·格瑞高耶维奇·库内特索夫 , 夫雅切拉夫·尼古拉耶维奇·尼科丁 , 夫雅切拉夫·米卡罗维奇·伊林 , 维克托·拉夫列帝维奇·博萨诺夫 , 瓦雷瑞·格瑞高耶维奇·科多拉
摘要： 一种轻型多用途飞机包括机身(1)；机翼(2)；尾翼配件(3)；起落装置(4)；主动力装置(5)；辅助动力装置(7)；标塔(10)；位于机翼(2)下表面和端部的外置悬挂部件(9)；至少一个外置悬挂部件(9)置于机翼(2)下表面；至少分别有一个外置悬挂部件(9)置于每个机翼(2)的端部；置于机身(1)下半部的火炮装置(8)或导航和追踪装置；配有供电系统(16)的机载电子设备控制综合体(17)以及配有机载电力导航和追踪系统(20)的武器控制综合体(19)；防御系统(21)；多用途控制面板(22)；群体交互系统(23)和武器控制系统(24)，这两个系统相互关联，并通过多路信息交互面板与机载电子设备控制综合体(17)相关联；上述武器控制系统(24)包括微调和逻辑元件(25)；应急卸载装置(26)；至少一个数据分配和转换装置(27)；执行部件(28)；外置悬挂部件的开关控制装置(29)；火炮装置或导航和追踪系统的开关控制装置(30)；武器控制系统(24)的部件通过局部信息交换渠道连接，执行部件(28)以及外置悬挂部件的开关控制装置(29)的数量与外置悬挂部件(9)的数量相一致。
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公开(公告)号：CN1030758C
公开(公告)日：1996-01-24
申请号：CN93100303.2
申请日：1989-03-11
申请人： 奥比泰尔科技公司
发明人： 安托尼奥·L·埃利亚斯
CPC分类号： B64G1/14
摘要： 本发明涉及一种从正在飞行中的运载飞机上分离开的空中发射火箭加速飞行器的方法，其中飞行器具有用以提供升力及轨迹控制的可控制机翼装置以及可控制的推力装置。本发明建立一种有效的发射轨道、超轨道或亚轨道火箭加速飞行器的方法，并能减少推力方向损失，阻力损失、重力损失及大气压力诱导的推力减少损失等不利后果。
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公开(公告)号：CN112088128B
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN201980030502.X
申请日：2019-06-25
申请人： 日本化药株式会社
摘要： 本申请课题是提供一种射出装置和具备该射出装置的飞行器，可不使射出物的射出速度降低而实现轻量化。解决方法为，射出装置100具备活塞部件10；气缸14，其收纳活塞部件10，设有在工作时用于该活塞部件10向外方向突出的孔部13；上推部件15，其通过活塞部件10向一个方向上推；射出物16，其被上推部件15支承的同时被上推；气体产生器17，其使活塞部件10在气缸14内移动，并且上推部件15具有支承部20，其以活塞部件10的移动方向上该活塞部件10的前端为基准，配置在活塞部件10的末端侧。
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公开(公告)号：CN116101491A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310167396.8
申请日：2023-02-27
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种机载武器发射导轨及机载巡航武器后向发射方法，该发射导轨包括沿机载巡航武器的宽度方向相对设置的第一导向支架和第二导向支架；第一导向支架和第二导向支架均为倾斜的工字型结构；在第一导向支架的一侧设置有第一内侧导向凹槽，另一侧设置有第一外侧导向凹槽；在第二导向支架的一侧设置有第二内侧导向凹槽，另一侧设置有第二外侧导向凹槽；各个导向凹槽均沿机载巡航武器的长度方向延伸，并用于与机载巡航武器的吊挂滑块滑动配合。上述发射导轨能够有效的抑制振动激励作用下吊挂的巡航武器在滚转和偏航方向上的波动，提高了发射精度和发射安全性。
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公开(公告)号：CN112747633B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202011552049.X
申请日：2020-12-24
申请人： 彩虹无人机科技有限公司
摘要： 本发明涉及一种插拔机构运动干涉确定方法，包括：(1)将插拔机构实际模型简化为物理模型；(2)对简化后的物理模型进行的受力及运动分析；(3)将插拔机构作为一个运动系统，整个系统为复合运动，绝对运动为插拔机构转动臂绕插拔机构旋转轴的定轴转动，相对运动为插头在长圆孔内的移动，牵连运动为插头绕插头销钉的定轴转动；(4)根据运动分析结果，可得到插拔机构运动过程中任意角度的位置图，据此可判断出插拔机构运动过程中是否干涉。本发明不需要建立运动学仿真模型，不需要开展实际验证试验；从理论上可得出转动过程中任意角度对应的位置，通过绘图呈现，进而判断插拔机构运动过程中是否干涉，所得到的结果真实、准确、直观。
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公开(公告)号：CN112407287B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202110094386.7
申请日：2021-01-25
申请人： 西安富沃德光电科技有限公司
摘要： 本申请公开了一种导弹挂架及其使用方法，该导弹挂架包括挂架和设置在挂架上的导弹锁紧系统；挂架包括挂板和支架，导弹锁紧系统包括锁紧机构和保险机构，锁紧机构对称设置在挂板的两侧，保险机构设置在支架的下端；锁紧机构包括锁销、上壳体、设置在上壳体下端的上滑槽和设置在上壳体内的锁紧单元；保险机构包括下壳体、设置在下壳体左右两侧的侧滑槽和设置在下壳体内的驱动单元和环形卡板。该方法中导弹装载时的操作步骤包括：锁紧机构的打开；保险机构的打开；导弹的安装；锁紧机构的关闭；保险机构的关闭；导弹发射时的操作步骤包括：保险机构的打开；锁紧机构的打开。本申请能够很好地实现导弹的锁定和发射，同时能够减轻飞机自身的重量。
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