公开(公告)号：CN116817677A

公开(公告)日：2023-09-29

申请号：CN202310585657.8

申请日：2023-05-23

申请人： 西安航天动力技术研究所

发明人： 杨森 ,  张佳兴 ,  惠博 ,  许宏涛 ,  王建路 ,  回睿姣 ,  周航 ,  康文俊

IPC分类号： F41G11/00 ,  F16B45/02

摘要： 本发明公开了一种瞄准具与平台快速连接机构，属于快速连接机构技术领域，包括：锁紧挂钩底座、锁紧挂钩、前滑槽、连接支架、后滑槽；连接支架前、后两端各加工有一个阶梯形圆柱凸起；前滑槽和后滑槽各加工有一个倒扣的L形凹槽；锁紧挂钩底座与前滑槽固定；锁紧挂钩为一体结构，上半部为手柄，下半部为弯钩，锁紧挂钩的中部加工有一个通孔，通孔处设有一扭簧；本发明结构简单，能够完成瞄准具与平台之间的快速连接与锁紧，保证瞄准具和平台之间的连接没有较大的间隙，以承载较大质量的部件并且满足侧向装填的需求。

公开(公告)号：CN112229268B

公开(公告)日：2022-10-28

申请号：CN202011210009.7

申请日：2020-11-03

申请人： 西安航天动力技术研究所

发明人： 朱正军 ,  何亚娟 ,  龚学兵 ,  杨秀羽 ,  王永平 ,  郑佩 ,  回睿姣 ,  曾志 ,  李飞龙

IPC分类号： F41F1/00 ,  F41A31/00

摘要： 本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，安装于发射架的尾端，在不影响筒装导弹正常装填的前提下，通过加力螺栓纵向前移，消除后坐力测量机构与筒装导弹的配合间隙，保证后坐力从发射筒滑块可靠传递至测力传感器，实现筒装导弹发射时后坐力的精确测量；同时，本发明可避免便携式导弹武器因增加后坐力测量机构带来额外的导弹出筒扰动，保证筒装导弹发射飞行试验中发射扰动的真实有效，为便携发射架稳定性设计提供准确的输入条件；此外，本发明的后坐力测量机构可以反复使用，多次便携式导弹武器发射飞行试验只需一套后坐力测量机构。

公开(公告)号：CN109163622A

公开(公告)日：2019-01-08

申请号：CN201811013075.8

申请日：2018-08-31

申请人： 西安航天动力技术研究所

发明人： 卢山 ,  王永平 ,  王蓉晖 ,  卢睿 ,  唐宏 ,  朱正军 ,  刘远 ,  许哲 ,  回睿姣 ,  王军辉 ,  胥磊

IPC分类号： F42B10/04 ,  F42B15/01

CPC分类号： F42B10/04 ,  F42B15/01

摘要： 本发明涉及一种探空火箭的可抛式反安定翼机构，属于探空火箭技术领域。该反安定翼机构包括推销器、螺母、翼面以及弹簧，利用推销器和螺母将翼面固定安装在探空火箭箭体的外壁上，弹簧以压缩状态放置在翼面与箭体之间；在探空火箭的时序控制器的控制下，推销器将其销轴以及螺母向外推出，翼面在弹簧的推力作用下与箭体分离。本发明所述的反安定翼机构能够有效降低探空火箭飞行低速段的静稳定度，从而大大减小环境风对火箭初始阶段的影响；飞行至预定时刻后将所述反安定翼机构抛离，使探空火箭恢复原气动外形状态，保证探空火箭飞行过程的稳定性，从而实现探空火箭弹道的精确控制。

公开(公告)号：CN108008470A

公开(公告)日：2018-05-08

申请号：CN201711166814.2

申请日：2017-11-21

申请人： 西安航天动力技术研究所

发明人： 张拓 ,  韩连刚 ,  胡博 ,  回睿姣 ,  王永平 ,  齐鑫 ,  朱正军 ,  卢山

IPC分类号： G01W1/08

CPC分类号： G01W1/08

摘要： 本发明公开了一种双模复合型火箭探空仪，采用雷达与卫星导航两种定位技术，卫星导航采集的数据，克服了气象雷达测量体制测量角度和斜距准确度不足的问题，能显著提升探测数据的准确性；而导航卫星测量体制的火箭探空仪性能不稳定、定位易失锁，收星情况受天气影响较大的缺点又通过气象雷达的跟踪定位得到弥补，能够大幅提高整个探测系统的可靠性；采用雷达与导航两种定位技术，获取的定位数据相互补充、相互验证，提高了探测数据的计算精度、增加了探测数据的可信度。

公开(公告)号：CN112229268A

公开(公告)日：2021-01-15

申请号：CN202011210009.7

申请日：2020-11-03

申请人： 西安航天动力技术研究所

发明人： 朱正军 ,  何亚娟 ,  龚学兵 ,  杨秀羽 ,  王永平 ,  郑佩 ,  回睿姣 ,  曾志 ,  李飞龙

IPC分类号： F41F1/00 ,  F41A31/00

摘要： 本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，安装于发射架的尾端，在不影响筒装导弹正常装填的前提下，通过加力螺栓纵向前移，消除后坐力测量机构与筒装导弹的配合间隙，保证后坐力从发射筒滑块可靠传递至测力传感器，实现筒装导弹发射时后坐力的精确测量；同时，本发明可避免便携式导弹武器因增加后坐力测量机构带来额外的导弹出筒扰动，保证筒装导弹发射飞行试验中发射扰动的真实有效，为便携发射架稳定性设计提供准确的输入条件；此外，本发明的后坐力测量机构可以反复使用，多次便携式导弹武器发射飞行试验只需一套后坐力测量机构。

公开(公告)号：CN109264001A

公开(公告)日：2019-01-25

申请号：CN201811011784.2

申请日：2018-08-31

申请人： 西安航天动力技术研究所

发明人： 杨灿 ,  王永平 ,  杨军 ,  刘远 ,  卢山 ,  朱正军 ,  回睿姣 ,  张菲 ,  党琳

IPC分类号： B64D17/62 ,  B64D17/00 ,  G01W1/08

摘要： 本发明提供了一种高空低密度条件下快速展开物伞系统，包括主动顺拉式降落伞系统、有效载荷、缓冲带及缓冲绳；有效载荷通过缓冲绳连接主动顺拉式降落伞系统，主动顺拉式降落伞系统通过缓冲带与外部箭体连接，利用有效载荷作为动力源,主动拉直降落伞,使主动顺拉式降落伞系统有序展开。本发明能够实现物伞系统的快速展开并增强系统可靠性，满足60km～70km高空大气探测需求。