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公开(公告)号：CN115676671A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211352278.6
申请日：2022-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B66D1/74 , F16H1/32 , F16H57/023 , F16H57/08 , B64G5/00
Abstract: 本申请公开了一种基于差动轮系的多绳等力矩牵拉系统，涉及航行器载荷释放领域，包括差动轮系力矩分配器和发射卷线器；差动轮系力矩分配器包括顶层分配层、中间分配层、底层分配层，通过顶层分配层、中间分配层、底层分配层的传动结构设置，实现了每个分配层对应的输出齿轮能够输出相同的转动力矩，用以对发射卷线器提供驱动力，使不同的多个发射卷线器实现等力矩牵引。
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公开(公告)号：CN112525333A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011252844.7
申请日：2020-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种改变水下驻留系统固有频率抑制涡激振荡的方法，属于水下涡激振荡抑制领域；在水下建立驻留系统；包括水下系留体、悬索、卷扬机构、加速度传感器、控制器和锚块；采用卷扬机构调节悬索长度，通过水下系留体加速度信号的傅里叶分析获得其运动的频域特征，通过固有频率计算对水动力导致的振动信号进行解耦，得到水流速度，使用推导得出的涡激振荡抑制区间调节系统固有频率，达到抑制涡激振荡的目的。
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公开(公告)号：CN106500957B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610839600.6
申请日：2016-09-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明公开了一种水中试验通气模型，该模型是航行体等比缩小后的相似缩比模型，用于进行航行体的水洞试验，主要包括主体部分、支撑翼型和管路，其中，支撑翼型采用中空结构，可以与模型主体内部空腔作为气体压力稳定空间，缩短了模型内通气管路的长度，从而减少了管路占据空间，而且扩大了内部稳压的空间，即提高了模型内部空间利用率，又可以满足较大通气量的需求；两外，本发明的通气管路分为中部放气引入管和尾部放气引入管，实现前后分口通气，可以有效解决小型水洞试验中多路通气管路过于密集的问题。
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公开(公告)号：CN104236849A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410492189.0
申请日：2014-09-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明公开了一种水下航行体水动力测量系统，包括抗空化尾部支撑键(2)、航行体前体(3)、尾部测力六分力天平(4)、前体测力六分力天平(5)、软刷(6)、封严部件(7)、航行体内天平支架(8)、前体天平支撑杆(9)和尾部天平支撑杆(10)；尾部测力六分力天平(4)制作成水下航行体尾部形状，既作为水下航行体尾部，同时能够测量水下航行体尾部承受的水动力；航行体前体受力可通过天平内支架传导至前体测力六分力天平，通过前体六分力天平直接测量航行体前体的水动力；航行体尾部和前体连接处通过封严部件和软刷进行封严设计。本发明可以准确地分体测量出航行体前体和尾部的水动力，减小尾部水动力波动对测量的影响。
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公开(公告)号：CN117533488A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311481142.X
申请日：2023-11-08
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 赵嘉祯 , 沈波 , 惠俊鹏 , 陈海鹏 , 蔡昱 , 杨玉生 , 李明 , 郑正路 , 徐志程 , 詹景坤 , 范华涛 , 周晓桐 , 刘凯悦 , 魏洪亮 , 王琳娜 , 赵静 , 王大鹏 , 李潇 , 潘健
Abstract: 一种可以实现多种扑动模式的水下航行器柔性翼，属于水下航行器技术领域。本发明通过安装在柔性翼前缘的流体剪切应力测量装置感测周围流场环境的变化，将流场的变换传递给控制机构，控制机构根据流场的反馈施加不同的扑动信号，从而实现多种扑动模式的切换。
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公开(公告)号：CN106528990B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610955734.4
申请日：2016-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明涉及一种基于泛函优化的高超声速尖锥外形热流密度建模方法，包括如下步骤：利用高超声速测热风洞，对飞行器的n个不同缩比的尖锥模型进行地面测热试验；分别获取n个不同缩比模型在高超声速测热风洞中的热流密度分布规律获得热流密度试验值Qwi，其中1≤i≤n；调整高超声速测热风洞的风洞试验参数，获得第一组热流密度试验值Qwij，j为风洞试验次数；获得第一组飞行器的热流密度分布规律；共获得k组飞行器的热流密度分布规律Qwk；应用泛函优化算法，引入风洞品质变量a和标模参量b，对Qwk进行迭代计算，求取最优的空间变换，获得尖锥热流密度模型Qw。本发明避免了现有技术建模方法的片面性，降低了人为经验因素的干扰。
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公开(公告)号：CN106364624B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201610958648.9
申请日：2016-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: Y02T70/122
Abstract: 本发明公开了一种应用于航行体自主稳定航行的控制装置及方法，将呈环状的尾部轴向喷口设置在航行体尾部底端的外沿上，通过喷流形成较小流量周向封闭的轴向喷流，形成的轴向喷流的引射作用可以对超空泡尾部收缩产生的周期性脱落和断裂，起到稳定作用，防止超空泡尾部的振荡、减少超空泡尾部气体泄露，有利于减少航行器高速航行时的气体消耗。此外，使用尾部轴向喷流而不是硬的凸起来稳定超空泡，不会产生额外的阻力，有利于实现超空泡减阻的高速航行。
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公开(公告)号：CN106500957A
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：CN201610839600.6
申请日：2016-09-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M10/00
CPC classification number: G01M10/00
Abstract: 本发明公开了一种水中试验通气模型，该模型是航行体等比缩小后的相似缩比模型，用于进行航行体的水洞试验，主要包括主体部分、支撑翼型和管路，其中，支撑翼型采用中空结构，可以与模型主体内部空腔作为气体压力稳定空间，缩短了模型内通气管路的长度，从而减少了管路占据空间，而且扩大了内部稳压的空间，即提高了模型内部空间利用率，又可以满足较大通气量的需求；两外，本发明的通气管路分为中部放气引入管和尾部放气引入管，实现前后分口通气，可以有效解决小型水洞试验中多路通气管路过于密集的问题。
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公开(公告)号：CN106441700A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610840014.3
申请日：2016-09-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01L19/06
CPC classification number: G01L19/0609
Abstract: 本发明公开了一种瞬态冲击压力脉动传感器及其测量方法，该传感器包括毛细管、侧向冲刷管、存水腔、导水管、稳压腔和压力传感器单元；其中由于在压力传感器单元和测压点之间设置了毛细管和稳压腔，可以利用毛细管内的水柱作为阻尼段，用于阻尼瞬态压力冲击，从而确保在使用常规压力传感器单元进行压力测试时，即能确保测量精度，也可以承载瞬态压力冲击；而且在稳压腔侧壁设置了侧向冲刷管、存水腔和导水管，可以向毛细管内冲水，将毛细管内部的气泡冲出，从而防止测量过程中气泡进入毛细管，具有更好的冲击阻尼效果。
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公开(公告)号：CN115649447A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211352279.0
申请日：2022-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请公开一种多绳等力矩驱动发射伸缩装置，包括由内向外依次套接的多个伸缩套筒，任意相邻的三个伸缩套筒之间设有互锁装置，相邻的三个伸缩套筒从内到外依次为内侧伸缩套筒、中间伸缩套筒、外侧伸缩套筒；互锁装置包括锁定销、弹性件、设于内侧伸缩套筒的互锁槽、设于外侧伸缩套的锁定销孔，中间伸缩套筒设有通孔，锁定销通过通孔连接于中间伸缩套筒，弹性件给锁定销向外向伸缩套筒移动的推力，锁定销一端设有用于插入锁定销孔内的锁定端、另一端设有与互锁槽配合互锁的互锁端。解决了多级绳驱动伸缩装置难以实现自动顺次展开与收拢的问题，使用等力矩多绳驱动装置作为驱动，解决了多绳偏载导致的单绳承力过大的问题，提高了驱动的承载能力。
