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公开(公告)号：CN118670211A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410857025.7
申请日：2024-06-28
Applicant: 哈尔滨工业大学(威海)
Abstract: 本发明提供了一种高低速两用的火箭回收姿态控制装置，涉及火箭回收技术领域。本发明包括：火箭箭体、姿态调节系统、降落制动系统、飞行状态监测系统和控制系统，姿态调节系统包括姿态控制系统和舵面驱动系统，姿态控制系统包括设置于火箭箭体周围能够倾转的空气舵面和设置于空气舵面内部的涵道动力装置。本申请所提供的高低速两用的火箭回收姿态控制装置，空气舵面和设置于所述空气舵面内部的涵道动力装置的协同工作，在高速滑翔阶段提供更高的升阻比，在低速阶段落点控制方面通过提供高效的舵面控制，实现火箭在不同速度下的稳定回收，无需加装喷气发动机，减少燃料携带需求，降低了整体的重量，可以适用于不同类型的火箭，通用性强。
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公开(公告)号：CN118242939A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410599984.3
申请日：2024-05-15
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 杨云刚 , 牛智奇 , 刘钧圣 , 杨树兴 , 李琪 , 乔浩 , 裴培 , 刘贻鑫 , 李昊 , 庞川博 , 邓海鹏 , 戴存喜 , 郭国强 , 李平 , 席晓文 , 梅春波 , 宋宇航 , 杜运理
Abstract: 本发明公开了一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，包括头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱；所述头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱依次连接；制导火箭的气动布局为锥柱组合、轴对称；制导火箭整体前半部分为锥段，后半部分为圆柱段；制导火箭的飞行程序采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离方案。本发明既有效提高了制导火箭射程，又最大程度简化了制导控制系统设计难度。
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公开(公告)号：CN118224934A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202311834223.3
申请日：2023-12-27
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供一种用于鸭舵控制的电动舵机，包括舵机主壳体、供电电池、伺服电机、减速机构、输出轴组件、位置反馈组件和叠舵面展开及锁定组件，供电电池为所述的伺服电机、位置反馈组件、叠舵面展开及锁定组件提供电力支持，供电电池、伺服电机、减速机构、输出轴组件、位置反馈组件和叠舵面展开及锁定组件安装在舵机主壳体内；伺服电机与减速机构连接，减速机构与输出轴组件连接，位置反馈组件安装在输出轴组件上，输出轴组件与叠舵面展开及锁定组件连接。本发明电动舵机具有抗过载冲击能力、高可靠性、高同步性、高灵敏度、占用空间小、飞行控制效率高等优势特点。
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公开(公告)号：CN118111286A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410306454.5
申请日：2024-04-29
Applicant: 四川华川工业股份有限公司
Abstract: 本发明公开了一种耐扭转的剪切销式推销器，其特征在于，包括推杆、剪切销、壳体和火工元件，所述推杆穿过壳体的一端伸出，所述壳体另一端与火工元件连接，所述剪切销同时穿过推杆和壳体，所述推杆与壳体内壁间隙配合，且推杆与壳体间隙配合处为非回转结构。针对剪切销式推销器抗扭能力差，使用过程会造成剪切销断裂，影响推销器性能的问题，本发明对推销器推杆采用三段式设计，增加了耐扭导向段，解决了剪切销式推销器抗扭能力差的问题。解决了推杆运动到位后的止退锁定以及缓冲问题。推杆上有个垫圈，垫圈随推杆运动，接触到壳体后，挤压变形吸收过多的冲击能量实现缓冲，挤压后，垫圈向四周膨胀，固定推杆，实现止退锁定。
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公开(公告)号：CN118031731A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410174696.3
申请日：2024-02-07
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种小型导弹高效毁伤方法，采用空气/燃气复合舵机，空气舵和燃气舵联动；采用共喷管多脉冲动力，发动机喷管穿过舵机，延伸至舵机舱体尾部；发动机1脉冲点火，将导弹推出筒外；发动机2脉冲点火，实现导弹增速续航；偏转位于发动机喷口处的燃气舵，改变发动机工作时的尾部喷流方向，获得舵面控制力，解决低初速下空气舵效率不足问题；导弹在燃气舵控制力作用下，以俯冲姿态攻击目标，通过增大落角以减少实际穿深，提升导弹攻击威力，实现小型导弹高效毁伤。本发明采用共喷管多脉冲动力和增加燃气舵，以较小重量和体积代价，通过增大落角来减小实际穿深，达到高效毁伤的目的，操作简单、成本低廉、效果突出，具有较高推广价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117906445A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410095463.4
申请日：2024-01-23
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适应高热流环境下的变外形装置及导弹，包括变形外翼、变形内翼、伺服驱动机构以及密封弹性组件，变形外翼翼根紧固安装在弹体结构表面，变形内翼设置在变形外翼的内部且二者同轴设置，伺服驱动机构设置在变形内翼内部，伺服驱动机构能够驱动变形内翼做伸缩运动切换收缩状态和展开状态；变形外翼与变形内翼之间设置有多个限位件，变形外翼与变形内翼通过限位件紧固连接，变形外翼与变形内翼的任一连接处均设置有密封弹性组件。本发明实现了变形内外翼间大缝隙的热防护和有限空间下的排布设计，实现了变形装置的轻量化，导弹通过变形装置实现了高空低动压高升阻比和低空高动压低阻性能，提升了导弹总体性能。
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公开(公告)号：CN117606304A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311544452.1
申请日：2023-11-18
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种三电平PWM舵机控制驱动方法，解决了现有技术存在的问题。包括控制电路、驱动电路、电机和减速器组成的传动结构和电位计，共同组成一个闭环位置控制系统；控制电路包括：指令与反馈采集电路、误差运算放大电路、三电平脉宽调制电路；驱动电路包括：三电平PWM接口逻辑电路和H桥功放电路；指令与反馈采集电路实现对电压信号的采集；误差运算放大电路主要实现误差信号的PID运算；三电平脉宽调制电路实现放大信号的调制；驱动电路中三电平PWM接口逻辑电路能够识别输入的PWM信号三电平；H桥功放电路实现对逻辑电路输出的放大。本发明避免了电机的额外发热现象，能够避免舵机系统的误动作，电路实现方法简单。
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公开(公告)号：CN115355769B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202211009299.8
申请日：2022-08-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于飞行器气动布局技术领域，公开了一种变静稳定性战术导弹气动布局及其应用。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局过改变弹翼即主升力面的轴向位置来调整战术导弹静稳定性，发展了可变静稳定性鸭式战术导弹气动布局和可变静稳定性正常式战术导弹气动布局两种应用方式。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局的优点是费重小、无升力损失、控制率设计相对简单，在高机敏性战术导弹领域有着广泛的用途。
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公开(公告)号：CN114485287B
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202111653778.9
申请日：2021-12-30
Applicant: 北京动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种折叠舵自锁承力结构，包括：舵轴、两个以上舵面及锁定承力梁；两个以上舵面分别沿圆周方向安装在舵机内，每个舵面均通过销轴安装在舵轴上；舵面可绕对应销轴的轴线摆动，当舵面向舵机中心方向摆动到位时，舵面处于折叠状态；锁定承力梁安装在舵机内，并位于两个以上舵面的正下方，并分别与两个以上舵面的舵尖相接触；当舵面处于折叠状态时，舵面的舵尖与锁定承力梁接触，但二者之间未产生接触力；当舵面的舵尖以销轴为圆心向舵机外部进行圆周运动时，舵面的舵尖下压锁定承力梁，锁定承力梁发生形变产生锁定力，对舵面的舵尖进行锁定。本发明能够对舵面进行锁定，并承受舵面的冲击力，且具有体积小、重量小的特点。
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公开(公告)号：CN116374153A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310431407.9
申请日：2023-04-20
Applicant: 北京惠风联合防务科技有限公司 , 河北惠风智能机电技术有限公司
Abstract: 本发明实施例涉及一种飞行器翼装置，包括：壳体、翼体气动中心调节组件、翼体组件、线性电位计和盖体；壳体包括壳体本体，以及位于壳体本体的内侧壁的滑轨；翼体气动中心调节组件包括翼体展开推动部件和翼体展开角度调节部件；翼体展开推动部件和翼体展开角度调节部件对称设置在壳体本体的两端；翼体组件包括翼体安装座和翼体；翼体安装座包括翼体安装座本体和设置在翼体安装座本体的侧面的滑槽；滑槽与滑轨配合连接；一组翼体设置在翼体安装座本体的顶部；翼体的前缘具有滑柱；线性电位计设置在翼体安装座本体的侧面且位于滑槽的下方，用于监测翼体的轴向位置；盖体设置在翼体的顶部，盖体的底面具有滑道，滑道和滑柱配合连接。
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