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[发明专利]一种探空火箭可抛式反安定翼机构-CN201811013075.8在审
发明人：卢山;王永平;王蓉晖;卢睿;唐宏;朱正军;刘远;许哲;回睿姣;王军辉;胥磊 -专利权人：西安航天动力技术研究所
申请日： 2018-08-31 - 公布日： 2019-01-08 - 主分类号： F42B10/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种探空火箭的可抛式反安定翼机构，属于探空火箭技术领域。该反安定翼机构包括推销器、螺母、翼面以及弹簧，利用推销器和螺母将翼面固定安装在探空火箭箭体的外壁上，弹簧以压缩状态放置在翼面与箭体之间；在探空火箭的时序控制器的控制下，推销器将其销轴以及螺母向外推出，翼面在弹簧的推力作用下与箭体分离本发明所述的反安定翼机构能够有效降低探空火箭飞行低速段的静稳定度，从而大大减小环境风对火箭初始阶段的影响；飞行至预定时刻后将所述反安定翼机构抛离，使探空火箭恢复原气动外形状态，保证探空火箭飞行过程的稳定性，从而实现探空火箭弹道的精确控制。
安定翼翼面螺母推销器弹簧箭体抛式时序控制器飞行过程气动外形推力作用压缩状态预定时刻飞行低速段环境风稳定度弹道减小外壁销轴火箭恢复保证

[发明专利]一种探空火箭减载方法及系统-CN202211433214.9在审
发明人：韩伟;胡峥;王义新;刘国林;阮家麟;朱奕;樊晓鸣 -专利权人：上海寰宇乾堃航天科技有限公司
申请日： 2022-11-16 - 公布日： 2023-03-03 - 主分类号： G05B13/02 文献下载
摘要：本发明揭示了一种探空火箭减载方法及系统，采用迎角传感器测量风攻角，将实时攻角引入探空火箭控制系统回路，通过控制发动机摆动，对风干扰进行补偿，使探空火箭在大风区所受载荷最小，减小风引起的气动力矩，提高探空火箭发射适应性
一种探空火箭方法系统

[实用新型]探空火箭保温装置及探空火箭发射运输车-CN201820288150.0有效
发明人：张晓勇;王晓霞;易江;王笑梅 -专利权人：北京爱尔达电子设备有限公司
申请日： 2018-03-01 - 公布日： 2018-10-12 - 主分类号： B60P3/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种探空火箭保温装置及探空火箭发射运输车，属于车载探空火箭发射技术领域，该探空火箭保温装置包括壳体以及设置在所述壳体内的鼓风机和电加热机构，所述电加热机构设置在正对所述鼓风机的出风口，所述鼓风机输出的空气经电加热机构加热后通过所述通风管道输送至导向器防护罩内部上述技术方案中，鼓风机用以输出气流，电加热机构设置在鼓风机的出风口，鼓风机输出的气流通过鼓风机后形成热风，通过通风管道输入至导向器防护罩内，对导向器防护罩内火箭进行加热保温，确保低温环境下探空仪电池能够正常工作该探空火箭发射运输车采用了上述的探空火箭保温装置，具有该探空火箭保温装置的上述特点。
鼓风机保温装置电加热机构防护罩导向器运输车发射通风管道出风口本实用新型低温环境加热保温气流通过输出气流输出探空仪热风壳体正对加热火箭电池体内

[实用新型]一种探空火箭整流罩旋转分离组件以及分离装置-CN202223493678.7有效
发明人：韩伟;胡峥;刘国林;王义新;阮家麟;朱奕;樊晓鸣 -专利权人：上海寰宇乾堃航天科技有限公司
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-04-21 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本实用新型揭示了一种探空火箭整流罩旋转分离组件以及分离装置，包括：上铰链、下铰链、上铰链限位杆和下铰链中心转轴；上铰链包括：第一对接板以及支承板；支承板垂直设置在第一对接板上；支承板上设置限位孔和第一凹槽，上铰链限位杆贯穿限位孔；下铰链包括：第二对接板、左挡板以及右挡板；左挡板以及右挡板设置在第二对接板上，左挡板和右挡板上均设置有滑槽和中心转轴孔；中心转轴贯穿中心转轴孔；上铰链和下铰链对齐，连接探空火箭整流罩半罩与箭体本实用新型可以减少探空火箭整流罩与探空火箭箭体分离时探空火箭整流罩运动包络与探空火箭载荷容易发生干涉的问题，提高探空火箭整流罩分离的安全性和可靠性。
一种探空火箭整流旋转分离组件以及装置

[发明专利]一种探空火箭气动外形优化目标函数的确定方法-CN201510574018.7在审
发明人：江振宇;彭科;张士峰;胡凡;向敏 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2015-09-10 - 公布日： 2015-12-16 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：为克服探空火箭气动外形设计优化过程现有目标函数确定方法在优化效率与优化结果性能上的不足，本发明提供一种探空火箭气动外形优化目标函数的确定方法。本发明以气动阻力沿弹道所致动量损失最小为出发点，提出了包含以下步骤的探空火箭气动外形优化目标函数确定方法：(1)给出火箭上升段初始弹道数据；(2)初始弹道数据预处理，确定弹道特征点；(3)计算各特征点加权系数；(4)以弹道特征点加权阻力系数最小作为探空火箭气动外形优化目标函数。本发明显著提高了探空火箭气动外形优化的效率、改善了优化结果的性能，适用于各类探空火箭、各个设计阶段的外形设计，且可推广应用于其它飞行器气动外形优化的目标函数确定问题。
一种探空火箭气动外形优化目标函数确定方法

[发明专利]一种探空火箭系统-CN201911389823.7在审
发明人：彭小波;郑立伟;李志洪 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2019-12-27 - 公布日： 2020-05-08 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种探空火箭系统，包括探空火箭和发射装置；发射装置包括：固定平台、位于所述固定平台上方的活动平台和支撑在固定平台和活动平台之间的球头销组件；球头销组件包括被活动平台夹持且与活动平台球面配合的球头，连接于球头且与固定平台活动连接的销轴，与销轴螺纹连接的用于驱动销轴沿其轴向做升降运动以调整活动平台与固定平台之间的相对倾斜角度的调节螺套；探空火箭尾段的外周壁周向设有可支撑于活动平台的若干尾翼，尾翼的下端面与探空火箭尾端的下底面齐平采用支腿式的简易发射装置，可以满足简易探空火箭的发射需求；而且可以在设施简单的场地进行简单、快速的火箭发射任务，减少了探空火箭对专用发射场地的依赖。
一种探空火箭系统

[实用新型]一种探空火箭系统-CN201922447818.9有效
发明人：彭小波;郑立伟;李志洪 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2019-12-27 - 公布日： 2020-09-29 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种探空火箭系统，包括探空火箭和发射装置；发射装置包括：固定平台、位于所述固定平台上方的活动平台和支撑在固定平台和活动平台之间的球头销组件；球头销组件包括被活动平台夹持且与活动平台球面配合的球头，连接于球头且与固定平台活动连接的销轴，与销轴螺纹连接的用于驱动销轴沿其轴向做升降运动以调整活动平台与固定平台之间的相对倾斜角度的调节螺套；探空火箭尾段的外周壁周向设有可支撑于活动平台的若干尾翼，尾翼的下端面与探空火箭尾端的下底面齐平采用支腿式的简易发射装置，可以满足简易探空火箭的发射需求；而且可以在设施简单的场地进行简单、快速的火箭发射任务，减少了探空火箭对专用发射场地的依赖。
一种探空火箭系统

[发明专利]一种多联装探空火箭测发控选箭系统-CN201910256014.2在审
发明人：刘晓燕;许哲;杨军 -专利权人：西安航天动力技术研究所
申请日： 2019-04-01 - 公布日： 2019-08-06 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明提供一种多联装探空火箭测发控选箭系统，能够提高探空任务实施的机动性，实现火箭的自动选箭及探空仪无线上电的快速性，填补了当前运载火箭测发控系统仅有1路火箭测试、发射通道，无法在远端进行多发运载火箭的切换、测试及发射技术的空白；首先，本发明中单兵在测发控远端控制器的发控软件上即可完全完成箭选和探空仪上电，大大提高探空任务实施的机动性，最终实现车载多联装探空火箭的自动切换与发射；其次，本发明通过测发控系统实现自动选箭和探空仪无线上电，避免了以往更换火箭时手动对接火箭发射接口及探空仪手动上电的操作，缩短了火箭再次发射的时间，满足短时间内再次发射探空火箭的要求。
探空仪上电火箭多联发射测发控系统任务实施运载火箭探空火箭发射远端控制器测试发射通道自动切换快速性单兵远端填补

[发明专利]半潜式无人探测船气象探空火箭决策和发射系统及方法-CN201710190420.4有效
发明人：朱彦良;宣越健;陈洪滨 -专利权人：中国科学院大气物理研究所
申请日： 2017-03-28 - 公布日： 2018-07-06 - 主分类号： H04B7/185 文献下载
摘要：本发明涉及半潜式无人探测船气象探空火箭决策和发射系统，该系统由发射决策单元、测控单元和无线接收机三个部分组成，其中所述测控单元用于监督火箭自检、探空仪加电、控制火箭点火、控制火箭舱的打开和关闭；所述接收机用于对探空仪进行自检，接收探空仪发回的数据并传送给所述测控单元；所述发射决策单元用于接受发射指令，从所述主控单元中获得船的航行姿态信息，根据船的倾角和转动角速度决定是否执行火箭发射程序，并从所述测控单元获得探空数据。本发明还涉及半潜式无人探测船气象探空火箭决策和发射方法。本发明完整解决了无人船上发射探空火箭的技术问题，节省人力物力，发射决策单元可以在风浪较大的海况中择机发射。
测控单元发射决策单元无人探测半潜式探空仪发射系统火箭自检气象火箭发射决策无线接收机接收机发射指令航行姿态人力物力主控单元海况加电探空择机转动点火风浪监督

[发明专利]一种返回式探空火箭的减速控制方法-CN201811312919.9有效
发明人：杨剑宇;杨萱 -专利权人：中国科学院国家空间科学中心
申请日： 2018-11-06 - 公布日： 2019-07-09 - 主分类号： B64G1/22 文献下载
摘要：本发明公开了一种返回式探空火箭的减速控制方法，所述方法包括：步骤1)设计返回式探空火箭减速器在第一高度以下随时间变化的展开角度，从而使探空火箭下降到第二高度区间时的速度落在设定速度的区间内，且下降过程中箭体所受过载不超过指定过载，展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力；步骤2)当返回式探空火箭返回时，当降落到第一高度时，返回式探空火箭减速器按照步骤1)设计的展开角度进行展开。
减速器减速控制结构应力下降过程过载箭体减速器结构随时间变化高度区间降落返回保证

[发明专利]一种无控探空火箭抗干扰设计方法-CN201610889776.2有效
发明人：江振宇;虞建利;张士峰;孙乐园;杨枝山 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-10-12 - 公布日： 2019-05-03 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：为了减小探空火箭任务载荷释放点和火箭残骸落点的性能散布，本发明提供一种无控探空火箭抗干扰设计方法，其包括以下步骤：(1)选择箭体静稳定度和发动机推力作为抗干扰设计变量；(2)通过仿真确定弹道性能偏差规律建立六自由度弹道模型本方法在几乎不增加成本的情况下有效的减少了无控探空火箭的弹道性能偏差，该方法适合各种探空火箭、火箭弹等无控箭弹的总体设计。
一种探空火箭抗干扰设计方法

[发明专利]一种固液动力探空火箭的箭上控制电路-CN201210184105.8有效
发明人：宋佳;蔡国飙;陈辰;孔德帅;王虹玥 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2012-06-05 - 公布日： 2012-11-07 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本发明提出一种固液动力探空火箭的箭上控制电路，属于箭载控制系统领域。该箭上控制电路包括供电转换电路、单片机控制阀门动作电路、控制阀门电压的反馈电路、单片机复位和存储电路,主要完成固液动力探空火箭箭上控制电路的供电转换和按时序精确控制三个阀门动作，并把三个阀门的供电电压信号反馈给单片机本发明提出一种固液动力探空火箭的箭上控制电路，箭上控制电路控制实现了固液动力探空火箭飞行过程中的变推力，且箭上控制电路实现固液动力探空火箭飞行过程中吹除氧化剂输送管路的辅助通道和主路通道中的液体氧化剂残留
一种动力探空火箭控制电路

[实用新型]探空火箭探测系统-CN201820293178.3有效
发明人：张晓勇;金波;盛峥;王强 -专利权人：北京爱尔达电子设备有限公司;江西省国防科工办六二0单位
申请日： 2018-03-01 - 公布日： 2018-09-28 - 主分类号： G01W1/08 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种探空火箭探测系统，属于车载探空火箭发射技术领域，该探空火箭探测系统包括发射运输车和指挥通信车；发射运输车用以装配火箭探空仪、运载火箭和测发控系统；指挥通信车用以装配风修设备、数据接收处理设备和通信设备；风修设备用以根据外界环境信息计算运载火箭的发射姿态信号，数据接收处理设备至少能够接收火箭探空仪、运载火箭的测风探空仪、气象站的数据信息，并将所述数据信息处理后通过通信设备传输至基站。
探测系统发射探空仪运载火箭数据接收处理指挥通信车运输车通信设备装配火箭数据信息处理外界环境信息本实用新型测发控系统数据信息系统硬件系统装备指挥通信姿态信号一体化数据处理集成度气象站测风基站独立性自动化传输运输建设

[发明专利]航模探空火箭的远程控制发射与全程跟踪系统-CN201610167721.0在审
发明人：项晓强;陈冉;许耀华 -专利权人：安徽大学
申请日： 2016-03-17 - 公布日： 2016-06-08 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种航模探空火箭的远程控制发射与全程跟踪系统，包括控制主机、发动机、GPS跟踪设备、摄像头、遥控设备及显示屏；所述的控制主机的输出端与所述的发动机的输入端连接，所述的控制主机分别与所述的GPS跟踪设别及摄像头双向连接；所述的控制主机、发动机、GPS跟踪设备及摄像头分别安装在航模探空火箭内，所述的遥控设备及显示屏分别与所述的控制主机无线连接。本发明能用于控制航模探空火箭的发射和运行，对于火箭的发射和运行具有重要的参考意义。
航模探空火箭远程控制发射全程跟踪系统

[发明专利]一种用于探空火箭的共形发射天线结构-CN202011086657.6在审
发明人：焦宝坤 -专利权人：贵州航天林泉电机有限公司
申请日： 2020-10-12 - 公布日： 2021-08-24 - 主分类号： H01Q1/42 文献下载
摘要：一种用于探空火箭的共形发射天线结构，包括两个半圆柱片结构的天线壳体，两个天线壳体对接形成完整的圆环结构，其中，单个天线壳体的外壁上横向均匀分布有偶数个天线阵子，每两个天线阵子之间设置有一个功分器，通过多个功分器对天线信号进行处理，最终形成共形信号，本发明使用圆筒状天线分布，并配置相应数量的天线阵子，实现了探空火箭天线的全向方向特性，为准全向，方向盲区角度增益在‑10dBi以上时控制在最小±3.8°以内，此高精度盲区优化角度有效保证探空火箭在旋转飞行等多姿态情况下火箭飞行过程能与地面准确进行通信
一种用于探空火箭发射天线结构

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