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公开(公告)号：CN105060089B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201510441110.6
申请日：2015-07-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B66C1/10
Abstract: 一种用于飞行器起吊和翻转的吊具结构包括：前吊架、前吊臂、L形吊梁、后吊架、锁紧滑块、前吊扣、后吊扣；前吊架与前吊臂通过铰接相连接；L形吊梁的竖杆端与后吊架通过铰接相连接，横杆端与前吊臂相连接；锁紧滑块位于L形吊梁的横杆上，锁紧滑块的底部有一个双吊耳与前吊扣相连接；前吊扣和后吊扣均分为两部分，并在其间形成通孔，分别与飞行器的前端轴颈、后端轴颈装配完成后，两部分扣合并采用螺栓进行连接。本发明的吊具方案采用了前铰接、后固连的整体桁架式结构，操作方便，简单可靠，通用性强，适合用于各类翼身组合体飞行器和运载火箭等的快速起吊、翻转，在航空航天领域具有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN104331084B
公开(公告)日：2017-05-03
申请号：CN201410521393.0
申请日：2014-09-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，该方法根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和攻角偏差取值范围，确定出极限偏差集合，然后在该集合内，确定滚转力系数、偏航力系数、俯仰力系数和相对于标称质心的气动力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数表达式，再通过以上的偏差取值和函数表达式计算相对于实际质心的滚转力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数关系式，在副翼舵偏为0且设定马赫数和攻角条件下，建立方程组并求解得到舵偏、侧滑角的解，并根据该解确定舵偏的取值范围，该方法可以准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围，计算误差小。
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公开(公告)号：CN106032971A
公开(公告)日：2016-10-19
申请号：CN201510179564.0
申请日：2015-04-16
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明武器水下发射技术领域，具体涉及一种水下试验弹地通信电缆自动分离装置，目的是解决现有的模型弹水下发射试验中，随飞电缆影响试验效果，易造成试验失败的问题。其特征在于，它包括弹尾玻璃封接穿墙式插座、弹尾圆形转接板、弹尾脱插插头、锁扣、脱落电缆、铁链、发射筒脱插插头、操作口盖、发射筒玻璃封接穿墙式插座和钢丝绳。本发明彻底消除了随飞电缆对试验结果的影响，降低了试验成本、加快了试验进度，取得了很好效果。成本低廉、便于操作，可大大降低试验现场工作强度，提高试验进度，缩短导弹武器研制进度。通过合理的隔热防护解决了发射筒内的脱落电缆重复使用的问题。整个弹地通信电缆自动分离装置的可靠性极高。
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公开(公告)号：CN104567545B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410599589.1
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41G3/10
Abstract: 本发明提供一种RLV大气层内主动段的制导方法，包括：S1，按飞行高度将RLV的飞行轨道的上升段分为飞行前段和飞行后段；S2，飞行前段采用开环制导，飞行后段采用闭环制导；S3，在飞行后段的闭环制导过程中，采取对高度和/或弹道倾角的补偿方案。本发明与现有技术相比的优点在于：(1)本发明按飞行高度将上升段分为两段，分别采取开环制导和闭环制导，既有效避免稠密大气层内的强干扰因素降低闭环制导鲁棒性的问题，又保证了制导高精度要求，兼顾了制导算法的鲁棒性和高精度。(2)该方案对箭载计算机存储量和在线计算量要求小，通过插值和简单计算即可得到制导指令，可靠性高，保证了工程可实现性。
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公开(公告)号：CN105223006A
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201510595791.1
申请日：2015-09-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种动力试车体襟翼抗冲刷试验的操控装置及试验方法，操控装置包括：体襟翼固定工装(4)，驱动控制机构(5)；体襟翼固定工装(4)包括压接工装(41)、摇臂(42)、支座(43)、连杆(44)；体襟翼(6)安装在压接工装(41)内，摇臂(42)一端与压接工装(41)相连，另一端与支座(43)上的转轴活动连接；连杆(44)一端与摇臂(42)活动连接，另一端与驱动控制机构(5)连接；驱动控制机构(5)采用液压泵，试验过程中驱动连杆(44)伸缩带动摇臂(42)沿转轴旋转，带动体襟翼(6)进入喷流流场(2)。本发明的操控装置控制精度高、可靠性高，实现了对以体襟翼为代表的热防护组件方案设计的合理性的验证。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105115518A
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201510450991.8
申请日：2015-07-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/165
Abstract: 本发明公开了一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法，步骤如下：确定飞行器直线运动距离；飞行器沿直线运动，计算飞行器纵轴航向与GPS双天线基线航向之间的偏角；飞行器沿与步骤二中飞行器航向不变，速度相反的运动方运动，计算惯性导航系统与飞行器纵轴航向之间的偏角β；计算惯性导航系统与GPS双天线之间的航向偏角。本发明实现了在外场且惯性导航系统与GPS双天线均完成安装状态下对误差角的标定。
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公开(公告)号：CN105060089A
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510441110.6
申请日：2015-07-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B66C1/10
Abstract: 一种用于飞行器起吊和翻转的吊具结构包括：前吊架、前吊臂、L形吊梁、后吊架、锁紧滑块、前吊扣、后吊扣；前吊架与前吊臂通过铰接相连接；L形吊梁的竖杆端与后吊架通过铰接相连接，横杆端与前吊臂相连接；锁紧滑块位于L形吊梁的横杆上，锁紧滑块的底部有一个双吊耳与前吊扣相连接；前吊扣和后吊扣均分为两部分，并在其间形成通孔，分别与飞行器的前端轴颈、后端轴颈装配完成后，两部分扣合并采用螺栓进行连接。本发明的吊具方案采用了前铰接、后固连的整体桁架式结构，操作方便，简单可靠，通用性强，适合用于各类翼身组合体飞行器和运载火箭等的快速起吊、翻转，在航空航天领域具有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN104261069A
公开(公告)日：2015-01-07
申请号：CN201410366791.X
申请日：2014-07-29
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B65G35/00
Abstract: 一种大型低刚度圆柱体产品的对接封装方法，首先将左弧形体放置于左型架架体内，右弧形体放置于右型架架体内，将各小车放置于导轨总成上，然后将左型架架体底部的三个升降支腿分别连接于三辆小车上，右型架架体底部的三个升降支腿分别连接于三辆小车上，相对方向推行左、右弧形体至对接位置，然后通过调整升降支腿的高低、小车在导轨总成轻轨上的移动及小车上层部分相对于下层部分的移动实现左、右型架架体在各方向的调整，完成左、右弧形体对接，最后将左型架架体及右型架架体拆除。本发明大型低刚度圆柱体产品的对接封装方法，可以更方便快捷、准确的将圆柱体产品的两部分对接，防止对接过程中对产品或操作人员造成伤害。
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公开(公告)号：CN104239044A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410453727.5
申请日：2014-09-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F9/44
Abstract: 一种图形用户界面动态生成方法，包括：(1)将界面元素的坐标设置方法、属性设置方法、动作响应方式和创建方法按照统一的接口进行封装，生成界面元素库；(2)按照业务需求将图形用户界面的布局信息、将要使用到的控件类型以及控件属性描述生成界面描述文件；(3)使用界面布局算法根据界面元素库和界面描述文件动态生成程序的图形用户界面。本发明提供一种通用灵活的可根据具体应用领域定制的软件界面动态生成技术，以解决软件界面开发成本高，升级维护困难，工作成果不易重用，及界面布局困难灵活性差的问题。
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公开(公告)号：CN114183685B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202111242850.9
申请日：2021-10-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 袁园 , 陈亮 , 宋国莲 , 田晓旸 , 解海鸥 , 张晓帆 , 时米清 , 张斌 , 赵胜 , 欧峰 , 赵建波 , 蔡巧言 , 王飞 , 郑平军 , 张涛 , 乙冉冉 , 曾凡文 , 朱长军 , 曹魏 , 张璁
Abstract: 本发明公开了一种低温贮箱的承力式绝热支撑结构，包括：防护层、绝热承载层和缓冲层；其中，所述防护层与所述绝热承载层相连接；所述绝热承载层与所述缓冲层相连接；所述缓冲层与低温贮箱的一端相连接。本发明能承受较大的法向载荷，同时具备较好的绝热能力。
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