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[实用新型]一种橡胶密封圈-CN202321011706.9有效
发明人：李金荣;王文杰;裴胜雷;王静;陈肖雨;王宁;马国超 -专利权人：衡水诺信橡塑制品有限公司
申请日： 2023-04-28 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F16J15/3252 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种橡胶密封圈。为了解决现有的密封胶圈为橡胶材质，长时间使用会出现磨损和开裂，影响密封胶圈的使用效果，使用寿命短。一种橡胶密封圈，包括密封圈主体，所述密封圈主体的顶部固定连接有上软圈垫，密封圈主体的底部固定连接有底软圈垫，密封圈主体的外表面与耐磨层粘合连接，耐磨层远离密封圈主体的一侧与耐污层粘合连接，耐污层的表面固定连接有若干耐磨凸起，密封圈主体的内部设有钢丝环。本橡胶密封圈，提高了密封圈主体的耐磨效果，使得人们在使用密封圈时，不会出现磨损异常，提高了密封圈的实用性，不会造成腐蚀老化严重，提高了使用寿命，防止在安装时密封圈主体出现变形，提升了橡胶密封圈的强度。
一种橡胶密封圈

[实用新型]一种耐磨抗老化橡胶制品注胶成型装置-CN202320553100.1有效
发明人：李金荣;王文杰;裴胜雷;王静;陈肖雨;王宁;马国超 -专利权人：衡水诺信橡塑制品有限公司
申请日： 2023-03-21 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B29C45/03 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种耐磨抗老化橡胶制品注胶成型装置，包括注胶箱以及进料组件，所述进料组件设置在注胶箱的顶部，注胶箱的正面设有双开口，注胶箱的内部设置有注胶组件、成型模具以及振动组件；注胶组件与进料组件连接，成型模具安装在振动组件上。本实用新型加热的设备与螺旋输送叶片结合起来，让溶胶始终处于加热以及流动的状态，并且通过中心加热，可以通过螺旋输送叶片旋转扩大加热的范围，通过振动将上模和下模中的空气排出，避免开模后的产品留有气孔，影响设备的质量。
一种耐磨老化橡胶制品成型装置

[发明专利]一种防控制端复位瞬态误触发的固体火箭发动机点火电路-CN202310585687.9在审
发明人： 陈肖雨;胡博;齐鑫;裴养卫;刘宝宁;黑蕾;徐国栋;张拓 -专利权人：西安航天动力技术研究所
申请日： 2023-05-23 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明提出了一种防控制端复位瞬态误触发的固体火箭发动机点火电路，能够防止控制系统控制输出端复位瞬态误触发。针对控制端复位瞬态高电平进行防误触发处理，采用简单的逻辑模块和上拉电阻实现，能够防止控制系统控制输出端复位瞬态误触发，通过在控制模块的输出端接上拉电阻使得控制模块输出的控制信号在复位期间处于常高状态，通过逻辑模块反相为低电平信号，可有效防止控制模块上电复位瞬间发出高电平信号直接造成点火模块误触发。
一种控制复位瞬态触发固体火箭发动机点火电路

[发明专利]一种考虑无动力飞行段速度约束的助推分离方法-CN202310307237.3在审
发明人：龙婧;刘宝宁;孔哲;张智超;蔺睿;胡思翱;陈肖雨;胡颖;郭善鹏 -专利权人：西安航天动力技术研究所
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G05D1/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种考虑无动力飞行段速度约束的助推分离方法，包括S1将发动机结束工作的时刻记为最早分离时间tp0；S2确定最晚分离时间tp_max，tp_max为控制系统能够控制飞行器按照要求的速度和高度到达目标位置的最晚时间；S3获得理想弹道的海拔‑速度曲线作为理想速度曲线，将理想速度曲线记为H‑V曲线；S4实际飞行过程中，根据H‑V曲线确定飞行器的分离时刻。本发明提出的分离方法对飞行器与助推级分离时刻的速度进行限制，为飞行器无动力飞行段提供了合适的初速度，该分离方法简洁高效，易于实现。
一种考虑动力飞行速度约束助推分离方法

[发明专利]基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法-CN202310311448.4在审
发明人：刘宝宁;孔哲;陈肖雨;龙婧;蔺睿;胡思翱;张智超;李勇波;廖奕琦;王永平 -专利权人：西安航天动力技术研究所
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，包括S1确定第一最大速度阈值Vmax1、第二最大速度阈值Vmax2和最晚分离时间Tmax；S2将发动机工作结束时的全弹飞行速度Vt0与第一最大速度阈值Vmax1比较，当Vt0＜Vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当Vt0≥Vmax1，进入步骤S3；S3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜Tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度Vt与Vmax2比较，当Vt＜Vmax2时，使飞行器分离，当Vt≥Vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥Tmax，使飞行器分离。本发明可根据实时飞行速度判断分离时间，为主级分离后提供适合速度，保证了分离后主级飞行控制要求和速度要求。
基于固体火箭发动机助推飞行器速度约束分离方法

[发明专利]一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置-CN202110910136.6在审
发明人：刘宝宁;龚学兵;陈华兵;陈肖雨;杨秀羽;蒋炬;龙婧;杨若眉;胡思翱;尚妮妮;胡颖;蔺睿 -专利权人：西安航天动力技术研究所
申请日： 2021-08-09 - 公布日： 2022-03-04 - 主分类号： G01S19/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，能够用于模拟卫星导航系统在飞行过程中，俯仰姿态、滚转姿态变化对环形天线性能的影响。本发明的技术方案为：一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，包括固定支座、俯仰调平机构和滚转测试机构。固定支座固定在测试平台上。俯仰调平机构用于为环形天线提供俯仰方向的姿态角变化，用于模拟弹箭在飞行过程中的俯仰运动。滚转测试机构用于为卫星导航系统的环形天线提供滚转角变化，模拟弹箭在飞行过程中的滚转运动。测试平台针对俯仰运动和滚转运动进行性能测试。
一种环形天线卫星导航系统性能测试装置