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公开(公告)号：CN103541841B
公开(公告)日：2016-04-27
申请号：CN201310460809.8
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 刘冰 , 王振国 , 付博文 , 李大鹏 , 夏智勋 , 王德全 , 隆清贤 , 梁文鹏 , 杨阳 , 罗世彬 , 柳军 , 金亮 , 曾庆华 , 郭振云 , 李洁 , 颜力 , 黄伟 , 罗文彩
IPC分类号： F02M37/00
摘要： 一种承力式油箱，包括加强框，进气口，进出油口，油囊间连接孔，舱间通气孔，外壳，内筒，油囊；内筒为圆台形或圆柱形，加强框为圆环形，加强框内径与内筒外径相适应，加强框为3～5个，套接于内筒上，沿内筒轴向均匀分布，并进行焊接，油囊为开口圆环状，与加强框个数相适应，分成相应的单元，相邻单元间有油囊间连接孔连接，包覆在内筒上，将外壳套装在油囊及加强框外，与加强框进行焊接，端面的加强框上设有进气口，进出油口，进气口与进出油口可以在同一端面或者不同端面上，除两端面的加强框外，其余加强框上均设有舱间通气孔，舱间通气孔为4～10个；通过加强框将外壳与内筒焊接为一体。
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公开(公告)号：CN103543641B
公开(公告)日：2016-03-16
申请号：CN201310460802.6
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 李大鹏 , 郭振云 , 梁文鹏 , 柳军 , 周进 , 金亮 , 李洁 , 刘冰 , 罗世彬 , 王德全 , 颜力 , 隆清贤 , 付博文 , 杨阳 , 曾庆华 , 黄哲志 , 董荣华 , 贾零祁
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 一种舵机铰链力矩实时动态加载装置，支架安装在底座上，作动电机固定在支架上方，电机与加载对象连接轴之间设置了S形拉压传感器，拉压传感器上端安装有承压座，下端与轴承座连接，连接轴一端连接到舵机，另一端连接轴承，轴承座与拉压传感器为悬臂状态，轴承座两侧安装限位销，保证加载时轴承座可在加载方向上进行一定的位移；试验时，舵机按飞行控制程序进行工作，加载装置按各弹道特征点的载荷通过控制程序驱动作动电机进行加载，载荷通过加载作动杆加载到承压座，经拉压传感器、轴承座、轴承、连接轴传递到舵机上，实现模拟舵机在飞行状态下的铰链力矩加载过程。
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公开(公告)号：CN103821938A
公开(公告)日：2014-05-28
申请号：CN201310460849.2
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 颜力 , 刘冰 , 隆清贤 , 周进 , 罗世彬 , 李大鹏 , 郭振云 , 曾庆华 , 王德全 , 黄伟 , 柳军 , 王中伟 , 李洁 , 金亮 , 付博文 , 黄哲志 , 董荣华 , 贾零祁
摘要： 本发明一种舵轴热密封结构，其特征在于在转接轴(1)外粘接防热环(2)，同时在防热环(2)周边抹防热腻子(7)；在转接轴(1)下依次安装石墨垫圈(3)、钢垫圈(4)、柔性垫圈(5)。可防止飞行器外部的高温气流通过舵系统的转动部件传入至飞行器内部，导致整个飞行试验的失败。
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公开(公告)号：CN103769835A
公开(公告)日：2014-05-07
申请号：CN201310460845.4
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 罗文彩 , 杨阳 , 王振国 , 刘冰 , 罗世彬 , 明志茂 , 王中伟 , 夏智勋 , 王德全 , 曾庆华 , 郭振云 , 柳军 , 颜力 , 李洁 , 金亮 , 李大鹏 , 黄伟 , 梁文鹏
摘要： 本发明一种轴对称高超声速舱段垂直对接方法，步骤一、建立舱段垂直对接装置，由多条角铁焊接而成垂直装配架、端面调节块、水平调节支座、垂直面调节支座组成；步骤二、调整水平调节支座，使垂直装配架与地面保持水平状态；步骤三、将舱段吊入垂直装配架内，舱段头锥对准垂直面调节支座，用端面调节块一端与舱段连接孔连接，另一端与垂直装配架连接，保证舱段的水平；步骤四、将内部部件用绗吊通过自重垂直，缓慢放置于舱段中心位置，将部件连接面固定并施加力矩。实现轴对称高超声速飞行器舱段与其内部部件之间垂直对接，装配精度和稳定性，有效保障舱段配置火工品在装配过程中的安全。
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公开(公告)号：CN103541841A
公开(公告)日：2014-01-29
申请号：CN201310460809.8
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 刘冰 , 王振国 , 付博文 , 李大鹏 , 夏智勋 , 王德全 , 隆清贤 , 梁文鹏 , 杨阳 , 罗世彬 , 柳军 , 金亮 , 曾庆华 , 郭振云 , 李洁 , 颜力 , 黄伟 , 罗文彩
IPC分类号： F02M37/00
摘要： 一种承力式油箱，包括加强框，进气口，进出油口，油囊间连接孔，舱间通气孔，外壳，内筒，油囊；内筒为圆台形或圆柱形，加强框为圆环形，加强框内径与内筒外径相适应，加强框为3～5个，套接于内筒上，沿内筒轴向均匀分布，并进行焊接，油囊为开口圆环状，与加强框个数相适应，分成相应的单元，相邻单元间有油囊间连接孔连接，包覆在内筒上，将外壳套装在油囊及加强框外，与加强框进行焊接，端面的加强框上设有进气口，进出油口，进气口与进出油口可以在同一端面或者不同端面上，除两端面的加强框外，其余加强框上均设有舱间通气孔，舱间通气孔为4～10个；通过加强框将外壳与内筒焊接为一体。
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公开(公告)号：CN103538720A
公开(公告)日：2014-01-29
申请号：CN201310460888.2
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
IPC分类号： B64C33/02
摘要： 本发明一种金属进气道防隔热装置，由软质部分(4)、硬质部分(5)组成；软质部分为气凝胶、硬质部分为陶瓷材料；分别将防隔热装置软质部分(4)与防隔热装置硬质部分(5)单独按照进气道形状和尺寸加工成型后，涂抹上连接胶，放入高温炉中进行烧制。本发明可确保飞行器在更高动压、更高马赫数条件下飞行情况下，流道内的热气不会传至进气道设备舱内。
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公开(公告)号：CN101397988A
公开(公告)日：2009-04-01
申请号：CN200810143005.4
申请日：2008-09-26
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
摘要： 本发明介绍了一种连续流微泵，该泵具有泵体(1)，泵体(1)上部有第一分流隔板(31)和第二分流隔板(32)，该二隔板之间形成出口(11)；泵体(1)下部为合成双射流激励机构(2)，与上述二隔板之间形成入口(12)。其振动膜(21)将泵体(1)内腔隔离成第一腔体(22)和第二腔体(23)。泵体(1)的上、下部分之间具有导流挡板(4)。该泵通过合成双射流激励机构(2)将泵体两侧流体经入口(12)吸入，经出口(11)排出。本发明解决了往复式微泵流体连续稳定传输难以及连续流微泵流量小的问题，且具有结构简单、成本低、容易和其它微控制元件集成的特点，适应于批量生产。
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公开(公告)号：CN104048562A
公开(公告)日：2014-09-17
申请号：CN201310460774.8
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
摘要： 一种全弹垂直振动试验防护装置，包括试验台、组合支架、防护挡板、红外接近开关、控制盒；组合支架为框架结构，在组合支架上安装防护挡板，导弹的重心位置须低于防护挡板高度，防护挡板内圈为圆弧形状，并粘贴有毛毡或其他软性材料，圆弧轴线与导弹轴线同轴，直径由被测导弹在防护挡板这个高度允许的挠度最大值确定；在防护挡板上安装有若干组红外接近开关，红外接近开关与控制盒连接，控制盒电路包含警报装置；若红外开关的红外射线被导弹隔断，控制盒检测到红外射线被隔断，则立即停止试验，同时启动警报装置。本发明无须参试人员判断即可在危险状态下主动停止振动试验，保证的被测导弹的安全。
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公开(公告)号：CN103770954A
公开(公告)日：2014-05-07
申请号：CN201310460773.3
申请日：2013-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 王德全 , 王中伟 , 隆清贤 , 刘冰 , 夏智勋 , 付博文 , 李大鹏 , 梁文鹏 , 杨阳 , 柳军 , 罗世彬 , 金亮 , 曾庆华 , 郭振云 , 李洁 , 颜力 , 黄伟 , 罗文彩
摘要： 一种高超声速飞行器大面积热防护装置，包括外隔热层、外防热层、内隔热层、钛合金层；外隔热层为石英复合材料，外防热层为气凝胶材质，内隔热层为石英复合材料；加工时，将外隔热层、外防热层、内隔热层粘接好，经烧制成型，然后将其与钛合金层进行粘接，制备成热防护装置，并与舱体固连。内、外隔热层为石英复合材料，具有较高的强度，便于气凝胶层的成形，也能起到隔热作用；外防热层为气凝胶层，材质非常轻，隔热效果非常好，能够满足大面积防热结构的重量及隔热要求；钛合金层作为主要的承载结构，能够保证防热结构刚度的可靠性。本发明结构简单、安全可靠、成本低、加工周期短，适用于高超声速飞行器的外部大面积热防护。
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公开(公告)号：CN106507935B
公开(公告)日：2014-04-09
申请号：CN201218008313.3
申请日：2012-12-31
申请人： 中国人民解放军国防科学技术大学
发明人： 罗世彬 , 夏智勋 , 曾迎生 , 黄伟 , 鄢小清 , 杨乐 , 柳军 , 金亮 , 曾庆华 , 刘冰 , 郭振云 , 李洁 , 颜力 , 王德全 , 隆清贤 , 梁文鹏 , 付博文 , 杨阳
摘要： 本发明提供了一种机载超燃冲压发动机压力测量系统，主要包括电子压力扫描阀、压力采集控制模块、背压装置和绝压传感器；背压装置为电子压力扫描阀7和8提供参考压力；绝压传感器采集背压装置的压力，电子压力扫描阀的输出信号至压力采集控制模块；所述背压装置由绝压传感器接嘴、背压装置筒和不透钢管组成；背压装置筒里面密封一个当地大气压或抽成真空；绝压传感器接嘴一端连接背压装置筒，另一端连接绝压传感器；不锈钢管一端连接背压装置筒，另一端通过测压管路连接到电子压力扫描阀。本发明体积小，重量轻、精度高，有助于提高有效载荷在飞行器结构中所占比重，为高超声速自主飞行提供一种有效的压力测量手段。
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