[实用新型]一种红外制导导弹破碎型抛离罩有效
| 申请号： | 201821609046.3 | 申请日： | 2018-09-29 |
| 公开（公告）号： | CN209027376U | 公开（公告）日： | 2019-06-25 |
| 发明（设计）人： | 刘献伟;史龑;刘中新;黄益民;陈虎林;秦兵才;梁晓庚;杨晨;杨晓光;夏旭峰;王文博;赵继红;张国庆 | 申请（专利权）人： | 中国空空导弹研究院 |
| 主分类号： | F42B15/00 | 分类号： | F42B15/00;F42B10/48;F42B12/76 |
| 代理公司： | 中国航空专利中心 11008 | 代理人： | 杜永保 |
| 地址： | 471009 *** | 国省代码： | 河南;41 |
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| 摘要： | 一种红外制导导弹破碎型抛离罩，其包括：易碎减阻头罩、连接环、缓冲套、导爆索、电起爆器、保护套、红外整流罩；采用易碎减阻头罩为导弹自主高速飞行提供了优良的气动外形，解决了红外整流罩气动热致盲和大阻力动力损耗问题；变直径、变螺距导爆索设计，保证了易碎减阻头罩在红外制导导弹飞行末期抛离时破碎均匀，同时减小爆轰波对红外整流罩的影响；采用缓冲套和保护套双重保护设计，保证了导爆索起爆时爆轰波不会对红外整流罩的透明红外窗产生不良影响；采用软质橡胶环和硬质塑料环双层保护，保证了导爆索起爆时爆轰波不会对红外整流罩的整流罩本体产生不良影响。 | ||
| 搜索关键词： | 红外整流罩 导爆索 红外制导导弹 易碎 爆轰波 减阻 头罩 破碎 起爆 缓冲套 整流罩本体 动力损耗 高速飞行 气动外形 软质橡胶 双层保护 双重保护 硬质塑料 变螺距 大阻力 电起爆 红外窗 连接环 气动热 保证 减小 致盲 飞行 透明 导弹 | ||
【主权项】：
1.一种红外制导导弹破碎型抛离罩，其特征是：包括易碎减阻头罩(1)、连接环(8)、缓冲套(4)、导爆索(2)、电起爆器(3)、保护套(5)、红外整流罩(11)；所述易碎减阻头罩(1)材质为多孔氮化硅陶瓷烧结而成，形状为圆锥状薄壳体，外形是由卡门曲线绕旋转轴旋转形成，其尾部有连接环(8)，易碎减阻头罩(1)与连接环(8)黏胶粘接；所述缓冲套(4)由沿轴线均匀分割的多瓣聚氨酯泡沫材料拼合而成，其外形与易碎减阻头罩(1)的内壁形状相同，外形表面有螺旋状凹槽，凹槽内埋有导爆索(2)，尾部有秃圆锥状的回旋空腔，分割面上有凹坑，凹坑内布置有电起爆器(3)，电起爆器(3)通过导线(10)连接电连接器(12)，缓冲套(4)布置在易碎减阻头罩(1)内侧，外形与易碎减阻头罩(1)贴合；所述保护套(5)由沿轴线均匀分割的多瓣聚氨酯泡沫材料拼合而成，外形与缓冲套(4)尾部的秃圆锥状的回旋空腔的前半部分形状相同，尾部有近似球状的空腔，保护套(5)的拼接缝与缓冲套(4)的拼接缝错位布置，保护套(5)布置在缓冲套(4)尾部空腔的前端，外形与缓冲套(4)尾部空腔的前端贴合；所述红外整流罩(11)包括头部的透明红外窗和尾部整流罩本体，红外整流罩(11)布置在由易碎减阻头罩(1)、缓冲套(4)、保护套(5)组成的空腔中，外形与易碎减阻头罩(1)、缓冲套(4)、保护套(5)组成的空腔基本贴合，红外整流罩(11)与易碎减阻头罩(1)通过连接环(8)用螺钉连接在一起。
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- 一种红外制导导弹破碎型抛离罩，其包括：易碎减阻头罩、连接环、缓冲套、导爆索、电起爆器、保护套、红外整流罩；采用易碎减阻头罩为导弹自主高速飞行提供了优良的气动外形，解决了红外整流罩气动热致盲和大阻力动力损耗问题；变直径、变螺距导爆索设计，保证了易碎减阻头罩在红外制导导弹飞行末期抛离时破碎均匀，同时减小爆轰波对红外整流罩的影响；采用缓冲套和保护套双重保护设计，保证了导爆索起爆时爆轰波不会对红外整流罩的透明红外窗产生不良影响；采用软质橡胶环和硬质塑料环双层保护，保证了导爆索起爆时爆轰波不会对红外整流罩的整流罩本体产生不良影响。
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- 邵磊;陈仁越;刘恰 - 重庆零壹空间航天科技有限公司
- 2017-06-20 - 2019-06-21 - F42B15/00
- 本发明公开了一种空气舵传动结构，包括舵轴机构、摇臂机构和锥形销；舵轴机构包括：舵轴、轴套和锁紧机构；摇臂机构包括第一轴承、摇臂和第二轴承；舵轴包括舵轴体和舵轴尾端的挡板，舵轴体与轴套适配，轴套一端设有锁紧机构，另一端用于插入舵轴；挡板用于在装配时与锁紧机构配合将舵轴锁紧在轴套上；轴套的外侧，从舵轴尾端的方向依次套有第二轴承、摇臂和第一轴承；摇臂、轴套和舵轴依此套接，在依次套接处对应开有多个径向销孔，用于插入锥形销固定摇臂、轴套和舵轴相对位置。本发明中舵轴机构的分体式设计将舵轴分成可拆卸和不可拆卸部分，方便了舵轴机构的安装和拆卸，对工作场地和装备要求降低，并大大减少了工作量和工作强度。
- 一种3D打印巡飞弹-201821396064.8
- 李湘军;刘杨 - 湖南省军合科技有限公司
- 2018-08-28 - 2019-06-21 - F42B15/00
- 本实用新型公开了一种3D打印巡飞弹，飞弹整个弹体是折叠起来，采用筒式气垫弹射发射，发射后上升段属于无动力弹道飞行，到达预定空域后，巡飞弹向上分速度为零，传感器识别3D打印单体壳体身上信息，将信息传递给飞控，飞控发出指令，解锁折叠式机翼和螺旋桨，就可以推动它，然后继续向前前进，利用弹载光电载荷对区域进行侦察、监视，并将探测到的信息通过数据链通信机构回传，3D打印巡飞弹利用弹载杀伤载荷对探测到的威胁目标快速实施摧毁，大幅提升对付机动目标的能力，该实用新型通过3D打印制造，可折叠管装，体积小、质量轻，便于携带、拆卸和安装，有图像制导，巡飞时间长，自动攻击的优点。
- 一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构-201710718674.9
- 陈增奎;陈新民;尹立中;陈世立;张浩;范新中;卢鑫;陈松;石航;夏艳;梁祖典;于贺;雷豹;王宇锐;单亦姣;许俊伟;刘晓明;隗合怡;陈皓;李新田;刘珺怡 - 中国运载火箭技术研究院
- 2017-08-21 - 2019-06-18 - F42B15/00
- 本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。
- 一种筒式发射导弹用折叠主翼及具有折叠主翼的筒式导弹-201910283222.1
- 于剑桥;陈曦 - 北京理工大学
- 2019-04-10 - 2019-06-14 - F42B15/00
- 本发明提供一种筒式导弹发射用折叠主翼及具有折叠主翼的筒式导弹，折叠主翼折叠状态时，翼面贴在弹体外表面，不占用弹体内部空间，能够有效提高筒式发射导弹结构空间的利用率；且采用的为直板翼，便于后续扩展。包括翼面和连接机构，翼面通过连接机构安装在筒式发射导弹弹体的外圆周面上。连接机构包括连接体、转体、轴Ⅰ、轴Ⅱ、扭簧组件A和扭簧组件B；其中转体通过套装在轴Ⅰ上的扭簧组件A与连接体相连，通过套装在轴Ⅱ上的扭簧组件B与翼面相连；当转体绕所述轴Ⅰ的轴线转动时，所述扭簧组件A发生扭转变形；当翼面绕轴Ⅱ的轴线转动时，扭簧组件B发生扭转变形。
- 一种大型运载火箭舱体复合防热结构-201710809825.1
- 陈鸣亮;王春林;林连镔;赵学成;吴小军;张修科;鲍国苗 - 上海宇航系统工程研究所
- 2017-09-11 - 2019-05-28 - F42B15/00
- 本发明提供一种大型运载火箭舱体复合防热结构，包括：低密度软木层，与火箭舱体通过粘贴连接；高密度软木层，与所述低密度软木层通过粘贴连接；耐火陶瓷纤维层，与所述高密度软木层粘贴连接，并且在耐火陶瓷纤维层的拼接表面通过螺栓与所述火箭舱体连接。本发明提供的大型运载火箭舱体复合防热结构，通过对三种不同防热性能和密度的防热材料进行复合，解决了大型运载火箭舱体上千摄氏度的热环境防护问题，同时达到了防热结构轻量化以及低成本的要求。
- 一种便于调整的模块化配重装置及火箭-201810031481.0
- 张晓天;刘家欣;李晓刚;王睿青;朱浩 - 北京航空航天大学
- 2018-01-12 - 2019-05-24 - F42B15/00
- 本发明提供了一种便于调整的模块化配重装置，包括环形的安装基座、多个固定梁、多个第一配重块和多个第二配重块；多个固定梁沿安装基座的轴线方向设置于安装基座的内环面，且多个固定梁沿安装基座的周向均匀分布；多个第一配重块沿安装基座的周向贴合设置于安装基座的后侧端面，且任意两个相邻的第一配重块之间设置一个固定梁；任一个第一配重块的后侧端面设置一个第二配重块。本发明的便于调整的模块化配重装置，适用于火箭或者导弹头部的配重，具有模块化的特点，方便根据重心设计的要求调整所需的安装重量。节约了箭体或弹体的内部空间，使整体内部结构更加紧密。另外方便安装拆卸，结构稳定。在此基础上，本发明还提供了一种火箭。
- 一种防拦截导弹-201711099874.7
- 方季群 - 方季群
- 2017-11-09 - 2019-05-17 - F42B15/00
- 本发明公开了一种防拦截导弹，其采用的技术方案是，使导弹发射后飞行的轨道和速度不断变化，让对方的预警系统难以捉摸，无法寻找飞行的规律，无法实施拦截，具体是在其飞行进入中段时的基本水平飞行姿态时尾部的左右两侧，随机相对错位设置有若干改轨炮，当导弹飞行进入中段时，依次引爆若干改轨炮，使导弹的飞行轨道随机改变，并使推进剂供量略有变化实现变速，这样对方的预警系统无法找到飞行规律，致使其无法拦截打击。
- 一种电涵道尾部推进式小型导弹-201910081371.X
- 李哲;吴丹;赵帅楠;李昕;杨杨 - 西安深瞳智控技术有限公司
- 2019-01-28 - 2019-05-17 - F42B15/00
- 本发明公开了一种电涵道尾部推进式小型导弹，本发明通过控制舱的后部设置电涵道动力组，电涵道动力组通过电池提供动力，电池连接计算机，计算机控制电池放电驱动电涵道动力组。本发明采用电涵道动力组为导弹提供动力，电涵道动力组所产生的推力远小于火药燃烧产生的推力，避免了传统燃料推进所产生的过载，因此，本发明能够降低导弹弹体的强度要求，不仅能够降低导弹的总重量，还能够降低生产成本；本发明采用电池对电涵道动力组进行供电，射程大大增加。
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