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公开(公告)号：CN105173053A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510604271.2
申请日：2015-09-21
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种翼连接结构，特别是一种全碳-碳复合材料翼连接结构，包括翼蒙皮、翼骨架、转接隔热套、防热口盖、翼转接座、连接螺母、舱段防热套、舱段主承力结构；翼骨架通过翼骨架连接柄与转接隔热套相连，转接隔热套通过防热口盖与翼转接座相连，翼转接座与转接隔热套和连接螺母配合将翼骨架固定在舱段主承力结构上，舱段主承力结构的外表面覆盖着一层舱段防热套。本发明实现了全碳-碳复合材料翼与主承力结构的连接，在满足承载性能的同时有效地降低了连接界面之间的热传导，具有结构简单，操作方便的特点。
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公开(公告)号：CN113280690B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202110475784.3
申请日：2021-04-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: F42B10/62
Abstract: 一种采用柔性蒙皮的双伺服驱动端头摆动结构及控制方法，采用左右对称的驱动结构，利用内部的联轴套筒连接，通过摆动端头驱动机构对端头进行驱动，实现端头摆动以改变弹体外形并提升弹头控制效率的目的，同时基于柔性蒙皮设计，实现端头摆动过程中导弹外形的连续变化，通过双臂支撑降低单个伺服驱动力的需求以适应端头装填空间小的特点，摆动结构稳定，驱动端头摆动过程外形变化连续光滑，气动特性优异。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113280690A
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN202110475784.3
申请日：2021-04-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: F42B10/62
Abstract: 一种采用柔性蒙皮的双伺服驱动端头摆动结构及控制方法，采用左右对称的驱动结构，利用内部的联轴套筒连接，通过摆动端头驱动机构对端头进行驱动，实现端头摆动以改变弹体外形并提升弹头控制效率的目的，同时基于柔性蒙皮设计，实现端头摆动过程中导弹外形的连续变化，通过双臂支撑降低单个伺服驱动力的需求以适应端头装填空间小的特点，摆动结构稳定，驱动端头摆动过程外形变化连续光滑，气动特性优异。
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公开(公告)号：CN105173053B
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201510604271.2
申请日：2015-09-21
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种翼连接结构，特别是一种全碳‑碳复合材料翼连接结构，包括翼蒙皮、翼骨架、转接隔热套、防热口盖、翼转接座、连接螺母、舱段防热套、舱段主承力结构；翼骨架通过翼骨架连接柄与转接隔热套相连，转接隔热套通过防热口盖与翼转接座相连，翼转接座与转接隔热套和连接螺母配合将翼骨架固定在舱段主承力结构上，舱段主承力结构的外表面覆盖着一层舱段防热套。本发明实现了全碳‑碳复合材料翼与主承力结构的连接，在满足承载性能的同时有效地降低了连接界面之间的热传导，具有结构简单，操作方便的特点。
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公开(公告)号：CN105599909A
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201410650784.2
申请日：2014-11-15
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64D45/00
Abstract: 本发明属于高超声速飞行器技术领域，具体涉及一种翻盖式分插热防护装置，包括底遮板、分插、挡块、防热板、隔热毡和扭簧；分插安装在底遮板上；防热板的一侧为板状结构，另一侧为管状结构，扭簧安装在防热板的管状结构内；挡块为圆柱形，圆柱直径与防热板的管状部位内径相适应；挡块伸进防热板两端，扭簧一端固定在挡块上；挡块固定安装在底遮板上。有益效果：对分插进行热防护，保证了飞行器与运载器分离后，分插在恶劣热环境载荷作用下不出现烧坏、烧穿等现象。可用于飞行器底遮板或飞行器舱段其他裸露在外的分插的热防护以及同样暴露在类似恶劣环境下分插等装置的热防护。此结构具有连接可靠、结构紧促、有效、耐高温等优点。
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公开(公告)号：CN204998744U
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201520733430.4
申请日：2015-09-21
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本实用新型是一种包含进气道的大开口舱段结构，包括舱段主承力壳体、蒙皮，蒙皮覆盖在舱段主承力壳体外壁上，蒙皮上根据需要设有电缆出口和操作窗口，操作窗口上设有操作口盖，便于对设备进行操作和调试。舱段主承力壳体整体上为圆柱体框架结构，轴向设置有进气道，进气道侧壁与舱段主承力壳体外壁之间留有设备装填空间，用于安装设备；进气道侧壁外表面上设置有设备安装凸台，用于固定安装设备。本实用新型采用大开口舱段结构方案，在满足进气道性能要求的同时，有效地利用了舱内异型空间装填设备。
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公开(公告)号：CN202368786U
公开(公告)日：2012-08-08
申请号：CN201120416271.7
申请日：2011-10-27
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C9/00
Abstract: 本实用新型属于一种飞行器后缘舵系统，具体公开一种适应复杂力/热环境的后缘舵，它包括后缘舵舵体前半部分、与前半部分连接的后缘舵舵体后半部分，后缘舵舵体前半部分包括防热套、金属舵芯、舵轴，防热套内设有金属舵芯，防热套与舵轴通过舵轴连接，后缘舵舵体后半部分包括防热承力一体化舵体骨架、安装在防热承力一体化舵体骨架表面的防热承力一体化舵体蒙皮，防热承力一体化舵体骨架的一端安装在金属舵芯内，且防热承力一体化舵体骨架与防热套、金属舵芯均连接。该后缘舵能够满足长时间防隔热、结构承载、小惯量的要求。
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