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公开(公告)号：CN112361873A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011211625.4
申请日：2020-11-03
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种轨道式发射火箭的入轨装填机构，包括：轴承座、螺母、螺母座、丝杠、减速机安装座、安装座、基础安装板、推箭板、减速机、导向轴；减速机安装在减速机安装座上；两个轴承座分别安装在安装座和减速机安装座上；丝杠的两端分别安装在两个轴承座内；丝杠与减速机的输出端同轴连接；螺母安装在丝杠上，并与丝杠螺纹配合；导向轴的两端分别安装在两个轴承座的导轨孔内；螺母座套装并固定在螺母的外部；螺母座的滑动孔套装在导向轴上，并与导向轴滑动配合；推箭板固定在螺母座的顶部，并与导向轴的轴线平行；本发明能够实现单人操作将火箭装填至火箭发射导轨上，并实现火箭在火箭发射导轨上的前后移动，完成火箭装填盖板的固定。
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公开(公告)号：CN108529421A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810229294.3
申请日：2018-03-20
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 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：CN116817677A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310585657.8
申请日：2023-05-23
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN110542912A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910769695.2
申请日：2019-08-20
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01S19/29
Abstract: 本发明公开了一种适用于姿态任意变化的全向型卫星导航信号接收系统，属于航天器技术领域，包括：载体外壳、安装盘、六个同相的圆极化天线阵元、合路器、卫星导航接收机及数据解算单元；天线阵元AI、天线阵元AIII、天线阵元BI和天线阵元BIII沿安装盘的周向均匀间隔分布，天线阵元AII和天线阵元BII分别安装在安装盘的上、下两侧，且天线阵元AII和天线阵元BII沿安装盘对称分布；天线阵元AI、天线阵元AII、天线阵元AIII、天线阵元BI、天线阵元BII和天线阵元BIII位于同一球面上；本发明能够接收运行于环绕地球轨道上的导航卫星发出的卫星信号，并完成导航解算，实现导航卫星实时位置和移动速度的测量。
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公开(公告)号：CN108562189B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201810229541.X
申请日：2018-03-20
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109001650A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201811010601.5
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于发动机控制系统的掉电检测延时电路，包括降压储能单元、分压单元、比较单元、隔离检测单元以及阻止电流反灌单元；降压储能单元利用供电电源为自身充电并在掉电时供电；分压单元将降压储能单元输出电压和供电电源电压减小后输出给比较单元；比较单元比较接收到的两个电压大小，输出比较结果给隔离检测单元；隔离检测单元将该比较结果隔离传送给微控制器，向微控制器输入端提供高电平信号或低电平信号，用于为微控制器进行基于上升沿的掉电判断提供依据；阻止电流反灌单元用于防止供电电源反接以及掉电时降压储能单元不会向供电电源反灌。本发明电路简单，能够检测电源掉电，并可短时间延时供电。
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公开(公告)号：CN109001650B
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN201811010601.5
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于发动机控制系统的掉电检测延时电路，包括降压储能单元、分压单元、比较单元、隔离检测单元以及阻止电流反灌单元；降压储能单元利用供电电源为自身充电并在掉电时供电；分压单元将降压储能单元输出电压和供电电源电压减小后输出给比较单元；比较单元比较接收到的两个电压大小，输出比较结果给隔离检测单元；隔离检测单元将该比较结果隔离传送给微控制器，向微控制器输入端提供高电平信号或低电平信号，用于为微控制器进行基于上升沿的掉电判断提供依据；阻止电流反灌单元用于防止供电电源反接以及掉电时降压储能单元不会向供电电源反灌。本发明电路简单，能够检测电源掉电，并可短时间延时供电。
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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
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 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
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 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：CN108548451B
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201810229295.8
申请日：2018-03-20
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 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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