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公开(公告)号：CN105172281B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510657511.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种长时间耐高温夹层结构透波罩，采用三层夹层透波罩结构，利用外层结构防热与抗烧蚀，中间层隔热，内层支撑与承载，较好的解决了以往单层及双层结构透波罩在长时间加热条件下面临的防隔热、高温承载及透波设计难题，满足了整体高温状态下的使用要求，采用了两种新型低成本透波材料，降低了产品的成本，所采用的结构形式降低了透波罩的质量与厚度，防潮处理方式有效避免了因高温带来的碳化问题，从结构设计角度解决了高温防潮难题。
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公开(公告)号：CN105172281A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510657511.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: B32B27/06 , B32B3/30 , B32B9/005 , B32B33/00 , B32B2262/02 , B32B2307/212 , B32B2307/304 , B32B2307/3065 , B32B2307/718
Abstract: 本发明公开了一种长时间耐高温夹层结构透波罩，采用三层夹层透波罩结构，利用外层结构防热与抗烧蚀，中间层隔热，内层支撑与承载，较好的解决了以往单层及双层结构透波罩在长时间加热条件下面临的防隔热、高温承载及透波设计难题，满足了整体高温状态下的使用要求，采用了两种新型低成本透波材料，降低了产品的成本，所采用的结构形式降低了透波罩的质量与厚度，防潮处理方式有效避免了因高温带来的碳化问题，从结构设计角度解决了高温防潮难题。
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公开(公告)号：CN106564229B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201610964633.3
申请日：2016-10-28
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种适应厚度变化的Ku波段宽频带多层透波结构，该结构包括：外层、中间层、次内层和内层；其中，所述外层、所述中间层、所述次内层和所述内层依次相连接；所述外层为石英陶瓷或陶瓷基复合材料，所述中间层为氮化物材料或氧化铝材料；所述次内层为石英陶瓷或陶瓷基复合材料，所述内层为气凝胶材料或陶瓷瓦材料。本发明有效解决了多层宽频带透波结构在高速飞行器上的应用难题，适应高速飞行器的高温和高载荷使用环境，满足宽频带透波的要求。
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公开(公告)号：CN106564229A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610964633.3
申请日：2016-10-28
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: B32B9/005 , B32B9/00 , B32B2307/20 , B32B2307/304 , B32B2307/306 , B32B2605/18 , H01Q1/422
Abstract: 本发明公开了一种适应厚度变化的Ku波段宽频带多层透波结构，该结构包括：外层、中间层、次内层和内层；其中，所述外层、所述中间层、所述次内层和所述内层依次相连接；所述外层为石英陶瓷或陶瓷基复合材料，所述中间层为氮化物材料或氧化铝材料；所述次内层为石英陶瓷或陶瓷基复合材料，所述内层为气凝胶材料或陶瓷瓦材料。本发明有效解决了多层宽频带透波结构在高速飞行器上的应用难题，适应高速飞行器的高温和高载荷使用环境，满足宽频带透波的要求。
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公开(公告)号：CN105910492A
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201610237423.4
申请日：2016-04-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张晶 , 金玲 , 张程 , 李翔 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 孙亮 , 刘琥 , 许俊伟 , 宋磊 , 隗合怡 , 聂青 , 刘晓明 , 刘爱莲 , 王聪伟 , 程运江 , 李延成 , 魏明坤 , 廖选平
IPC: F41F1/00
CPC classification number: F41F1/00
Abstract: 本发明公开了一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，包括外筒、内筒、加强筋、导流锥、挡块支撑板和导流板，其中内筒由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道；外筒由四个方形板拼接组成方形筒，外筒内壁与内筒固定连接，外筒与内筒之间存在燃气流排导间隙；外筒底部内侧设置导流锥，导流锥为圆锥形对称结构；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥上，经过导流锥返流进入外筒与内筒之间间隙中进行燃气流排导。本发明将外筒设计为方形，提升了外筒与内筒之间燃气流排导间隙，相对于内外均为圆筒结构的同心筒，尽可能有效提高燃气排导空间面积，更好地适应了大弹径导弹同心筒发射。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105806151A
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201610243305.4
申请日：2016-04-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 金玲 , 张晶 , 张程 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 李新田 , 李翔 , 孙亮 , 陈皓 , 韩英宏 , 刘珺怡 , 周晓和 , 赵日 , 朱忠领 , 乐贵高 , 马友林 , 高晶晶 , 张家骏 , 秦华海
Abstract: 本发明公开了一种可调节偏差式适配器结构，包括金属壳体及适配器，适配器由密到疏非均匀安装于金属壳体上，金属壳体为分瓣式柱形结构，金属壳体连接构成发射筒，导弹可置于发射筒中，适配器外形与金属壳体相匹配，为圆弧形结构，适配器包括本体和预埋件，本体材料为聚氨酯泡沫，适配器圆弧形内表面喷涂或粘接聚四氟乙烯，预埋件材料为金属，在本体成型过程中预埋在本体的聚氨酯泡沫中，预埋件与金属壳体通过螺钉连接，通过调节螺钉控制预埋件高度，进而调整适配器与导弹之间的间隙量。本发明适配器与发射筒固连，导弹发射脱离发射筒后，适配器不随导弹离开发射筒，实现了与导弹的分离功能，可重复使用。
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公开(公告)号：CN105806151B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201610243305.4
申请日：2016-04-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 金玲 , 张晶 , 张程 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 李新田 , 李翔 , 孙亮 , 陈皓 , 韩英宏 , 刘珺怡 , 周晓和 , 赵日 , 朱忠领 , 乐贵高 , 马友林 , 高晶晶 , 张家骏 , 秦华海
Abstract: 本发明公开了一种可调节偏差式适配器结构，包括金属壳体及适配器，适配器由密到疏非均匀安装于金属壳体上，金属壳体为分瓣式柱形结构，金属壳体连接构成发射筒，导弹可置于发射筒中，适配器外形与金属壳体相匹配，为圆弧形结构，适配器包括本体和预埋件，本体材料为聚氨酯泡沫，适配器圆弧形内表面喷涂或粘接聚四氟乙烯，预埋件材料为金属，在本体成型过程中预埋在本体的聚氨酯泡沫中，预埋件与金属壳体通过螺钉连接，通过调节螺钉控制预埋件高度，进而调整适配器与导弹之间的间隙量。本发明适配器与发射筒固连，导弹发射脱离发射筒后，适配器不随导弹离开发射筒，实现了与导弹的分离功能，可重复使用。
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公开(公告)号：CN105910492B
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201610237423.4
申请日：2016-04-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张晶 , 金玲 , 张程 , 李翔 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 孙亮 , 刘琥 , 许俊伟 , 宋磊 , 隗合怡 , 聂青 , 刘晓明 , 刘爱莲 , 王聪伟 , 程运江 , 李延成 , 魏明坤 , 廖选平
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明公开了一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，包括外筒、内筒、加强筋、导流锥、挡块支撑板和导流板，其中内筒由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道；外筒由四个方形板拼接组成方形筒，外筒内壁与内筒固定连接，外筒与内筒之间存在燃气流排导间隙；外筒底部内侧设置导流锥，导流锥为圆锥形对称结构；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥上，经过导流锥返流进入外筒与内筒之间间隙中进行燃气流排导。本发明将外筒设计为方形，提升了外筒与内筒之间燃气流排导间隙，相对于内外均为圆筒结构的同心筒，尽可能有效提高燃气排导空间面积，更好地适应了大弹径导弹同心筒发射。
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公开(公告)号：CN205593435U
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201620319826.9
申请日：2016-04-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 陈皓 , 温玉芬 , 马友林 , 高庆 , 朱辰 , 陈松 , 卢鑫 , 高晶晶 , 范晶晶 , 陈星星 , 谢晓阳 , 雷延花 , 宋少倩 , 韩英宏 , 李新田 , 刘珺怡 , 洪东跑 , 李翔
IPC: F42B10/04
Abstract: 本实用新型公开了一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，该空气舵舵面为凸六边形，其面积根据导弹操稳性参数确定，前缘后掠角、前缘切角、梢弦切角、后缘切角根据舵面流动特征确定，使得舵面均为超声速流动，舵面最大半展长根据舵面面积和展弦比确定，展弦比最佳取值范围为1.5～3，前缘、后缘切角位置距根弦垂直距离根据当地边界层厚度确定。在同等空气舵面面积情况下，六边形切角空气舵的舵面控制力矩优，而舵面压心系数变化量明显减小，综合性能有显著提升，降低了导弹总体设计难度。
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公开(公告)号：CN203497920U
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201320613635.X
申请日：2013-09-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B66C1/12
Abstract: 本实用新型涉及快速连接垂直吊装技术领域，具体涉及一种自锁紧式快速连接垂直起吊装置。技术方案：一种自锁紧式快速连接垂直起吊装置，包括一个长条状吊梁（2）、安装在吊梁（2）中间的吊环（1）、两个卡块组件（4）、模锻扣（3）、连接吊梁（2）两端和卡块组件（4）的钢丝绳（5）；卡块组件（4）包括一个长方形卡块（6）和限位螺栓（7），卡块（6）两端折弯成“L”型卡槽。有益效果在于：能够适应不同结构外形的产品，只需在产品包装箱外表面安装与卡块尺寸相配合的滑块即可。整套起吊装置安装、拆卸方便快捷，尤其将产品吊出包装箱的过程中，起吊装置的安装操作简便，大大提高了工作效率。
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