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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：CN205533822U
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201620184044.9
申请日：2016-03-10
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: F16D1/09
Abstract: 本实用新型是一种基于胀套连接的组合式转轴结构，包括碳?碳转轴、多个大胀套、多个小胀套、金属转轴、连接螺杆、第一垫片、第一锁紧螺母、第二垫片、第二锁紧螺母，组装时，大胀套与小胀套成组出现，多组大胀套和小胀套在竖直方向进行叠加，连接螺杆穿过碳?碳转轴连接孔和金属转轴连接孔，连接螺杆的上端先后安装第一垫片和第一锁紧螺母，连接螺杆的下端先后安装第二垫片和第二锁紧螺母。本实用新型采用胀套结构，通过轴向预紧可以实现碳?碳转轴和金属转轴的无间隙连接，利用碳?碳复合材料优异的防热能力和承载能力，以及高温合金材料较高的耐温性能和较低的热传导能力，保证转轴结构同时具有较高的耐温性能和较低的热传导性能。
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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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公开(公告)号：CN204592025U
公开(公告)日：2015-08-26
申请号：CN201520068879.3
申请日：2015-01-30
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: 本实用新型属于控制舵轴套技术领域，具体涉及一种通过减少与高温舵轴接触面积、阻隔传热路径或延缓传热时间的方式，克服传统设计中热量通过舵轴到轴套，轴套再传递到轴承上的问题，满足高超声速飞行器在临近空间的隔热需求的高隔热性能轴套装置；包括舵轴(1)、轴套(2)、轴承(3)、销钉(4)、槽(5)及隔热环(6)，其中所述轴套(2)套于舵轴(1)外侧，轴套(2)内表面开有槽(5)，槽(5)中设有隔热环(6)，所述隔热环(6)的外径小于轴套(2)内径，轴套(2)外侧设有轴承(3)，轴承(3)下端设有贯穿舵轴(1)和轴套(2)的销钉(4)。
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公开(公告)号：CN113720572A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202110691154.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种柔性蒙皮多维变形试验工装，属于机械技术领域。本发明技术方案包括：活动基座垂直安装在固定基座顶面，与固定基座的立板等高；柔性蒙皮布置在活动基座和立板顶端平面，蒙皮压板从上方将柔性蒙皮压紧在活动基座和立板顶端平面，蒙皮压紧块从侧面将柔性蒙皮压紧在活动基座和立板侧面；螺杆的外螺纹段与固定基座上的螺纹孔配合，通过扳手转动螺杆的外六角柱段实现对蒙皮拉伸量的调节；顶杆驱动轴的轴颈与固定基座的第一顶杆驱动轴支撑孔配合，轴颈与活动基座的第二顶杆驱动轴支撑孔配合；通过扳手转动顶杆驱动轴的外六角柱段通过顶杆调节柔性蒙皮的高度方向变形，通过拧紧与顶杆驱动轴的外螺纹段配合的螺母实现顶杆调节位置的固定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116933591A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310883691.3
申请日：2023-07-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F17/18 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提出一种考虑不确定性的复合材料柔性蒙皮结构可靠性分析方法，属于复合材料结构可靠性分析技术领域，包括如下步骤：S100、建立柔性蒙皮结构的有限元模型，计算均布外压P1和均匀温度场T1联合作用下复合材料柔性蒙皮结构的最大拉应力σ1和最大压应力σ2的概率密度函数的表达式；S200、根据概率密度函数表达式得到复合材料柔性蒙皮结构可靠度P的表达式，利用柔性蒙皮结构可靠度P的表达式，完成复合材料柔性蒙皮结构可靠性分析。本发明解决了现有技术不能快速、准确求解复合材料结构应力响应概率密度函数，导致对柔性蒙皮结构可靠性评估效率低的问题。
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公开(公告)号：CN114750947A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210146185.1
申请日：2022-02-17
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 赤丰华 , 曹粟 , 李波 , 张孝南 , 吉申莘 , 武猛 , 郭晓明 , 惠向阳 , 高世琦 , 滕锐 , 焦子涵 , 李铮 , 杨浩 , 薛铮 , 刘宇飞 , 梅杰 , 陈鑫 , 赵楠 , 王哲 , 卢志鎏
Abstract: 本发明提供一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机，构成该无人机包括：头部螺旋桨、螺旋桨驱动电机、折叠机翼、机翼作动电机、机身、可充电电池、电磁感应发电装置；所述头部螺旋桨位于所述机身头端；所述折叠机翼位于所述机身侧壁两侧；所述螺旋桨驱动电机为所述头部螺旋桨提供驱动力；所述机翼作动电机为所述折叠机翼的展开或者折叠提供驱动力；所述可充电电池为所述螺旋桨驱动电机和所述机翼作动电机提供电能；所述电磁感应发电装置用于为所述可充电电池充电。
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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：CN113720572B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202110691154.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种柔性蒙皮多维变形试验工装，属于机械技术领域。本发明技术方案包括：活动基座垂直安装在固定基座顶面，与固定基座的立板等高；柔性蒙皮布置在活动基座和立板顶端平面，蒙皮压板从上方将柔性蒙皮压紧在活动基座和立板顶端平面，蒙皮压紧块从侧面将柔性蒙皮压紧在活动基座和立板侧面；螺杆的外螺纹段与固定基座上的螺纹孔配合，通过扳手转动螺杆的外六角柱段实现对蒙皮拉伸量的调节；顶杆驱动轴的轴颈与固定基座的第一顶杆驱动轴支撑孔配合，轴颈与活动基座的第二顶杆驱动轴支撑孔配合；通过扳手转动顶杆驱动轴的外六角柱段通过顶杆调节柔性蒙皮的高度方向变形，通过拧紧与顶杆驱动轴的外螺纹段配合的螺母实现顶杆调节位
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公开(公告)号：CN117054251A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310883798.8
申请日：2023-07-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种柔性蒙皮结构的力热联合试验方法，属于材料性能试验技术领域，包括如下步骤：S100、对待测产品和试验装置进行固定；在待试验的柔性蒙皮结构上表面布设石英灯，下表面布设皮囊；在柔性蒙皮结构表面布设应变、温度传感器；S200、进行静力加载并保持；对皮囊充气，进行静力加载；S300、进行热负荷加载；保持皮囊内压强大小不变，打开石英灯进行加热；S400、测点数据收集和处理；加载过程中记录各测点的数据，得到试验曲线，根据曲线确定达到设计载荷时的应变大小和位移大小；S500、对试验数据进行后处理分析，验证产品是否满足强度和刚度要求，完成试验。本发明解决了现有技术中柔性蒙皮结构试验时气动载荷和加热条件模拟效果不理想的问题。
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