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公开(公告)号：CN108529421B
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201810229294.3
申请日：2018-03-20
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明提供一种火箭起吊装置，体积小、重量轻、可靠性高、稳定性高且节省人力。该火箭起吊装置包括悬挂梁、夹紧机构、锁紧机构、解锁助力机构和防摆杆。使用时，先打开锁紧机构，将火箭放置于夹紧机构中，通过夹紧机构夹紧火箭并闭合锁紧机构。而后上轻提悬挂梁，在重力及起吊力矩的作用下夹紧机构会收拢，此时锁紧锁紧机构。最后向上提悬挂梁，重力及起吊力矩的作用会对火箭产生夹紧力及摩擦力，能有效夹紧火箭，防止火箭脱落。
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公开(公告)号：CN108562188A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201810229296.2
申请日：2018-03-20
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： F41F3/04
摘要： 本发明提供一种探空火箭发射装置高精度控制系统，能够实现探空火箭发射装置全自动起竖回转功能，且具有操作简单、精度高、响应快、可靠性高、安全性能好等特点。该控制系统对发射装置的起竖装置和回转装置均采取闭环控制，避免液压系统压降产生的起竖角偏差以及造价大，安全性差、维护保养困难问题。使用时，首先由倾角传感器进行初始俯仰角标定，而后由控制单元赋给俯仰编码器相对转角，闭环控制发射装置达到设定的目标俯仰角，俯仰角定向精度达到0.1°。回转装置由伺服电机驱动，使用时，首先由双GPS系统实现初始自主定向，而后由控制单元赋给方位编码器相对转角，由伺服电机带动回转装置实现方位调整，方位角定向精度达到0.2°；由此实现发射装置在范围为0°～90°的俯仰角以及范围为±180°的方位角的高精度控制。
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公开(公告)号：CN116331514A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202211716846.6
申请日：2022-12-29
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： B64G1/22
摘要： 组合式斜向拉簧翼面展开机构，属于机械技术领域。本发明包括：舱体1、翼面2、转轴3、锁紧机构4、拉簧5、拉簧轴6。机构安装时，先将锁紧机构4安装在翼面2内，再通过转轴3将四组翼面2固定在飞行器的舱体1上。将四组拉簧5两端的勾环分别穿过四个拉簧轴6，将四个拉簧5和四个拉簧轴6连接成为一个柔性整体，最终拉簧5和拉簧轴6组件依次与四组翼面2底部的安装结构相连。本发明组合式斜向拉簧翼面展开机构充分了利用舱体内部的环向结构空间，且安装后飞行器外部无凸起。
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公开(公告)号：CN113110539A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110396722.3
申请日：2021-04-13
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种基于鸭舵的弹/箭三通道控制方法及控制装置，该控制方法包括以下步骤：采用光纤惯导实时测量火箭的飞行参数，并将测量值发送给箭载计算机；根据接收的测量值，箭载计算机采用在线识别自适应控制算法、综合解算算法、实时解耦算法以及舵指令综合算法计算数字式电动舵机的偏转指令信息，并将偏转指令信息发送到舵机控制器；根据接收的偏转指令信息，舵机控制器控制数字式电动舵机的鸭舵偏转，实现对火箭姿态角和角速度的控制。上述控制方法能够实现俯仰偏航通道的姿态控制和弹道控制、以及滚转通道的角速度控制，降低火箭飞行过程中的滚转角速度。
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公开(公告)号：CN110095018A
公开(公告)日：2019-08-06
申请号：CN201910256014.2
申请日：2019-04-01
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明提供一种多联装探空火箭测发控选箭系统，能够提高探空任务实施的机动性，实现火箭的自动选箭及探空仪无线上电的快速性，填补了当前运载火箭测发控系统仅有1路火箭测试、发射通道，无法在远端进行多发运载火箭的切换、测试及发射技术的空白；首先，本发明中单兵在测发控远端控制器的发控软件上即可完全完成箭选和探空仪上电，大大提高探空任务实施的机动性，最终实现车载多联装探空火箭的自动切换与发射；其次，本发明通过测发控系统实现自动选箭和探空仪无线上电，避免了以往更换火箭时手动对接火箭发射接口及探空仪手动上电的操作，缩短了火箭再次发射的时间，满足短时间内再次发射探空火箭的要求。
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公开(公告)号：CN113110539B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202110396722.3
申请日：2021-04-13
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种基于鸭舵的弹/箭三通道控制方法及控制装置，该控制方法包括以下步骤：采用光纤惯导实时测量火箭的飞行参数，并将测量值发送给箭载计算机；根据接收的测量值，箭载计算机采用在线识别自适应控制算法、综合解算算法、实时解耦算法以及舵指令综合算法计算数字式电动舵机的偏转指令信息，并将偏转指令信息发送到舵机控制器；根据接收的偏转指令信息，舵机控制器控制数字式电动舵机的鸭舵偏转，实现对火箭姿态角和角速度的控制。上述控制方法能够实现俯仰偏航通道的姿态控制和弹道控制、以及滚转通道的角速度控制，降低火箭飞行过程中的滚转角速度。
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公开(公告)号：CN116238721A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310076131.7
申请日：2023-02-07
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明涉及一种可脱落的导轨式发射运载器射前加热保温装置，该装置包括脱落机构和加热保温机构；贮存状态下，脱落机构和加热保温机构相互独立，分开存放；加温工作状态下，加热保温机构由脱落机构托举，加热保温机构对运载器进行加热保温；发射分离状态下，脱落机构将加热保温机构带离导轨式发射运载器的导轨式发射装置，确保运载器正常离轨。本发明能够在中小型运载器起竖前后均能保证正常的加热保温功能，同时在运载器发射前5分钟能够通过人工或者电动的方式使加热保温装置可靠脱落，不影响运载器的正常发射。
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公开(公告)号：CN113173270B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202110396714.9
申请日：2021-04-13
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明涉及飞行器的舱段分离技术领域，特别涉及一种活塞式分离机构。一种分段式活塞分离机构，分离舱内依次安装燃气发生器、活塞以及仪器座，其中，仪器座通过周向设置的第二销钉组固定于分离舱；有效载荷安装在仪器座上；头罩与分离舱对接，并通过周向设置的第一销钉组固定；在仪器座与头罩之间设有压缩状态的抛罩弹簧；活塞的榫齿穿过仪器座的开槽，活塞榫齿的前端与头罩相接触，活塞与仪器座间留有设定间隙。本发明可有效提高分离机构的工作可靠性，同时可大大降低舱段分离过程中对有效载荷的冲击。
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公开(公告)号：CN108548451B
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201810229295.8
申请日：2018-03-20
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明提供一种火箭发射装置起竖升降机扶护装置，能够有效避免自重和火箭发射时振动引起升降机损坏。该扶护装置包括：装配底板、横向调节螺栓、U型模板槽、射向调节螺栓、扶护装置托座以及用于和起竖升降机相连的连接结构。当发射装置起竖到规定发射角范围时，起竖升降机尾部的升降机尾端轴恰好落入扶护装置的U型模板槽内，在升降机尾端轴上压缩弹簧的作用下，压块与U型轨迹槽发生摩擦，产生一定的摩擦力。升降机尾端轴受到摩擦力后传递到起竖升降机上，此摩擦力能有效抵消自重引起的下沉位移且在起竖升降机振动时可以增大阻尼，减小振动幅度，减小火箭发射时自重和冲击振动对升降机造成的破坏。这种阻尼大小可以利用改变压缩弹簧刚度或预紧力来调整。
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公开(公告)号：CN108562189A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201810229541.X
申请日：2018-03-20
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： F41F3/04
摘要： 本发明提供一种探空火箭发射装置，该发射装置采用下挂式装填，螺旋升降机起竖，具有全自动起竖、回转功能，操作简单、可靠性高等优点。该探空火箭发射装置包括基座、回转装置、螺旋升降机、起竖臂、辅助支撑装置和横向支撑装置。其中回转装置安装在基座上，回转装置相对于地面可以转动，使该发射装置具备方位角自动调整功能；耳轴支座固定在回转装置上，起竖臂与耳轴支座销接，采用机械下挂式将火箭水平装填在起竖臂下方，通过螺旋升降机实现火箭的起竖发射。
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