公开(公告)号：CN109405643A

公开(公告)日：2019-03-01

申请号：CN201811545095.X

申请日：2018-12-17

Applicant: 江南机电设计研究所

Inventor： 李宁 ,  马光浩 ,  邓丽俏 ,  邓怡超 ,  文国春 ,  王鹏 ,  何松霖

IPC: F41F7/00

Abstract: 本发明提供的一种高刚度横向折叠式翼面，包括外翼和内翼；外翼能够通过转轴相对内翼转动，所述转轴内安装有外翼转动的动力装置，所述外翼或内翼内安装有限制外翼转动的锁定装置。本发明通过使用采用钛合金骨架加蒙皮做为翼面结构，保证了翼面刚度的同时减小结构重量；转轴是外翼与内翼的主要连接部件，传递和承受了来自外翼的载荷；采用扭杆作为展开动力来源，其占用空间少，展开方式简单、可靠；锁定机构采用双锁定销作为锁定零件，以压缩弹簧作为动力来源，锁定销为锥形圆柱，锁定后刚度特性好。高刚度的横向折叠式翼面在实现折叠功能的同时，其刚度更高，抗颤振的能力更强，能实现更高的飞行速度。

公开(公告)号：CN215177313U

公开(公告)日：2021-12-14

申请号：CN202121688733.0

申请日：2021-07-23

Applicant: 江南机电设计研究所

Inventor： 王鹏 ,  徐文彬 ,  邓丽俏 ,  齐飞 ,  段宇霆 ,  陈辉 ,  周中豪 ,  罗叶刚

IPC: F42B10/00 ,  F42B15/00

Abstract: 一种大展弦比二次折叠式翼面，包括导弹弹身、翼面，还包括耳片和转轴；所述耳片设置在导弹弹身靠近尾端位置处的外表面上；所述转轴的下端通过耳片插销安装在所述耳片上，所述转轴可绕所述耳片插销转动；所述翼面前缘的下端安装在所述转轴的上端，所述翼面可绕所述转轴转动；导弹在发射筒内时，所述转轴的轴向与导弹弹身的轴向相平行使翼面处于折叠状态，所述翼面与导弹弹身的切向相平行；导弹发射离开发射筒时，所述转轴绕着所述耳片插销转动使翼面展开，同时所述翼面绕着所述转轴转动使翼面垂直于导弹弹身的切向。本实用新型可实现翼面的二次折叠，即绕导弹弹身上的耳片插销旋转实现第一次折叠，翼面再绕转轴旋转实现第二次折叠。

公开(公告)号：CN209605663U

公开(公告)日：2019-11-08

申请号：CN201822116821.8

申请日：2018-12-17

Applicant: 江南机电设计研究所

Inventor： 李宁 ,  马光浩 ,  邓丽俏 ,  邓怡超 ,  文国春 ,  王鹏 ,  何松霖

IPC: F41F7/00

Abstract: 本实用新型提供的一种高刚度横向折叠式翼面，包括外翼和内翼；外翼能够通过转轴相对内翼转动，所述转轴内安装有外翼转动的动力装置，所述外翼或内翼内安装有限制外翼转动的锁定装置。本实用新型通过使用采用钛合金骨架加蒙皮做为翼面结构，保证了翼面刚度的同时减小结构重量；转轴是外翼与内翼的主要连接部件，传递和承受了来自外翼的载荷；采用扭杆作为展开动力来源，其占用空间少，展开方式简单、可靠；锁定机构采用双锁定销作为锁定零件，以压缩弹簧作为动力来源，锁定销为锥形圆柱，锁定后刚度特性好。高刚度的横向折叠式翼面在实现折叠功能的同时，其刚度更高，抗颤振的能力更强，能实现更高的飞行速度。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利

公开(公告)号：CN222419456U

公开(公告)日：2025-01-28

申请号：CN202420919837.5

申请日：2024-04-29

Applicant: 江南机电设计研究所

Inventor： 李宁 ,  齐飞 ,  陈辉 ,  邓丽俏 ,  谢宇杰 ,  陈明江

IPC: G01M7/08

Abstract: 本实用新型提供了一种大长细比超高强度钢制薄壁圆筒推力装置，包括薄壁圆筒；两段薄壁圆筒的一端分别与前对接法兰和后对接法兰连接，两段薄壁圆筒的另一端分别安装有前转接盘和后转接盘，安装有前转接盘的一端外壁上还安装有火箭橇滑车，所述前转接盘和后转接盘内壁均加工有对接槽,对接槽外壁上环向分布有若干螺栓孔,对接槽安装在薄壁圆筒的末端并通过内六角螺栓固定。本实用新型采用薄壁结构使其重量轻；前后的转接盘能够快速与产品定位对接；利用对接法兰，不但使其能够承受发射试验过程中的大冲击载荷，也使其结构简单容易加工。

公开(公告)号：CN217275816U

公开(公告)日：2022-08-23

申请号：CN202220969772.6

申请日：2022-04-25

Applicant: 江南机电设计研究所

Inventor： 王鹏 ,  徐文彬 ,  韩远鹏 ,  陈辉 ,  邓丽俏 ,  毛天燕 ,  陈明江 ,  周中豪

IPC: F41F3/04

Abstract: 本实用新型提供了一种斜切喷管发动机火箭发射装置，包括偶数个导柱；偶数个导柱的一端圆周且均匀垂直固接在底盘上，另一端外侧分别固定在间隙调节轮上，偶数个导柱两个为一组形成较小间距并与其他间隙调节轮形成较大间距，其中一个导柱的侧面与底座固接，底座固定在设备平台上。通过多个导柱之间的小间隙形成多个导轨，导轨能够在火箭发射时对其舵翼进行导向，保证火箭的推力不会发生偏心情况，而大间隙用来排出发动机喷出的火焰。本实用新型通过导柱为火箭舵翼提供导向，使火箭舵翼能够从火箭发动开始便对火箭进行导向，通过底盘上的调节孔和间隙调节轮，在安装导柱时能够根据火箭舵翼厚度而调整其间隙大小，使发射器能够适应多种火箭。