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[发明专利]旋转导弹-CN201110061603.9无效
发明人：吴德滨 -专利权人：哈尔滨开恩科技开发有限公司
申请日： 2011-03-15 - 公布日： 2012-09-19 - 主分类号： F42B10/42 文献下载
摘要：本发明属于旋转导弹，它做一个导弹炮管，炮管安装十字交叉马鞍形超导线圈，线圈全部装进炮管上的杜瓦容器，容器套铁心外壳，容器联结输氮管和电源线。导弹尾部弹体安装马鞍形短路线圈，导弹采用弹性弹头。导弹采用超导电磁推力，推力可达几十吨，它节省燃料；体积和重量减少，速度、射程加大。旋转导弹使阻碍运动的空气产生离心作用，导弹周围产生真空，弹头部位有空气阻力，阻力减少，燃料减少，导弹的飞行速度和射程大大增加。另外，弹性弹头，当导弹跟踪目标时，弹性弹头弯曲。多级导弹，一级脱落，二级暗藏的翅膀自动弹出。
旋转导弹

[发明专利]用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法-CN202210283921.8在审
发明人：汤杰;陈洋;利云云;盛鹏;王肇喜;管耀耀;傅烨;沈晨晨 -专利权人：上海航天精密机械研究所
申请日： 2022-03-22 - 公布日： 2022-07-12 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种涉及导弹力学环境试验技术领域的用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法，包括振动装置、固定装置以及旋转装置，固定装置将旋转导弹固定于振动装置上，旋转导弹的末端连接旋转装置；旋转导弹通过振动装置实现振动激励的施加，旋转导弹通过固定装置实现导弹重力的平衡，旋转导弹通过旋转装置实现旋转运动的施加。本发明能更加真实地模拟旋转导弹飞行过程中所经受的振动力学环境，充分地考核旋转导弹的可靠性和振动环境适应性。采用非接触式激光传感器，实现导弹旋转状态下全弹振动的测量与振动的控制，克服传统传感器无法在旋转运动下测量振动的难题。
用于旋转导弹状态下全弹振动试验系统方法

[发明专利]一种旋转导弹的滚转控制方法及控制装置-CN202011027009.3在审
发明人：陈培;倪招勇;傅建明;刘松 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-09-25 - 公布日： 2021-01-08 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种旋转导弹的滚转控制方法及控制装置，涉及旋转导弹控制技术领域，包括：在旋转导弹的尾翼的一侧设置喷口；提供通过喷口喷出的气体，与来流相互作用，使得尾翼在靠近喷口的一侧形成高压区；通过控制气体的气压控制旋转导弹的滚转转速；该方法通过在尾翼的一侧设置喷口并从喷口内向外喷出气体，喷出气体与来流相互作用，为旋转导弹提供滚转力矩，进而通过控制气体的气压实现对旋转导弹的滚转的控制。
一种旋转导弹控制方法装置

[实用新型]玩具武装飞机-CN201120241207.X无效
发明人：王壮鹏 -专利权人：王壮鹏
申请日： 2011-07-09 - 公布日： 2012-01-18 - 主分类号： A63H27/00 文献下载
摘要：一种玩具武装飞机，包括飞机本体，其特征在于：还包括至少一个导弹发射器和至少一个玩具导弹，所述导弹发射器安装在飞机本体上，并且导弹发射器位于飞机本体下方，所述玩具导弹安装在导弹发射器上；所述导弹发射器包括底座、旋转导弹安装架、安装架驱动机构，安装架驱动机构固定在底座上，旋转导弹安装架可转动的固定在底座上，安装架驱动机构连接旋转导弹安装架。本实用新型的有益效果是，由于设有导弹发射器和玩具导弹，因此玩具飞机能够发射玩具导弹击打各种目标，或者与其它玩具飞机进行对抗，飞机在飞行的任何时间都可操作发射导弹，既可单个发射，也可依次连续发射，发出的导弹仍可循环使用
玩具武装飞机

[发明专利]发射光脉冲的旋转导弹-CN200480018991.0有效
发明人： F·莱昂;B·特内泽;F·贝尔努克斯 -专利权人： MBDA法国公司
申请日： 2004-07-01 - 公布日： 2006-08-09 - 主分类号： F41G7/30 文献下载
摘要：发射光脉冲的旋转导弹。根据本发明，设计用于当该导弹(2)围绕该纵轴(L－L)的旋转运动停止时中断所述光脉冲(5)。
发射脉冲旋转导弹

[发明专利]一种旋转导弹制导控制解耦合的方法及装置-CN201810779176.X在审
发明人：孙宏宇 -专利权人：孙宏宇
申请日： 2018-07-16 - 公布日： 2018-11-06 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：一种旋转导弹解耦合制导控制的方法，步骤如下：1)在旋转导弹的前舱段与后舱段之间设消旋舱段；2)在前舱段安装惯性测量元件，使惯性测量元件的加速度计和陀螺的敏感轴与旋转导弹前舱段的各个轴平行；3)通过控制板对惯性测量元件输出的三轴角速度数据和加速度数据进行采集并计算，控制消旋舱段内的电机，使得将偏航、俯仰与滚转三通道之间的耦合降低到最小；消旋舱段包括外壳，外壳内部装有电机以及轴承，在电机以及轴承内部装有轴，轴的内部装有滑环，轴的一端装有后舱段的结构接口；解决现有旋转导弹制导中偏航和俯仰通道强耦合
旋转导弹前舱惯性测量元件舱段消旋电机制导控制滚转角解耦合滚转后舱偏航轴承加速度数据角速度数据俯仰俯仰通道加速度计结构接口外壳内部耦合控制板敏感轴强耦合三通道耦合到陀螺滑环三轴制导平行采集输出

[发明专利]旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法-CN201711307469.X有效
发明人：谢峰;魏忠武;董金刚;廖欣;李克勇;李小林 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院;上海机电工程研究所
申请日： 2017-12-11 - 公布日： 2020-07-28 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
旋转导弹俯仰导数高速风洞试验装置方法

[实用新型]一种带有格尼襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置-CN201420696208.7有效
发明人：刘郑州;周志超;宗昕;杨欣;王波兰 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2014-11-19 - 公布日： 2015-07-08 - 主分类号： F42B10/06 文献下载
摘要：本实用新型提供的一种带有格尼襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置，包括4个尾翼翼片及圆柱段；所述尾翼翼片由尾翼前缘、尾翼本体、尾翼格尼襟翼组成，尾翼前缘采用尖削外形，是为了减小尾翼气动阻力。本实用新型的旋转导弹的尾翼气动外形装置，既能增加导弹在亚跨段和被动段的运动稳定性，又能提高这两个阶段的制导精度，同时还能保证总装工艺。
一种带有襟翼旋转导弹尾翼气动外形装置

[发明专利]适用于旋转导弹的弹体增益计算方法及系统-CN202210342421.7在审
发明人：李如飞;张明恩;彭健;王宣灵;赖鹏 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2022-04-02 - 公布日： 2022-07-08 - 主分类号： G06F16/36 文献下载
摘要：本发明提供了一种适用于旋转导弹的弹体增益计算方法及系统，包括：步骤1：根据作战空域边界上的预测命中点和弹体增益系数，得到边界特征弹道；步骤2：对所有的边界特征弹道进行弹道解算，得到弹体增益二维插值表；步骤与现有技术相比，本发明采用可变发射角，按舵偏角和飞行时刻二维插值计算弹体增益系数，为旋转导弹的弹体增益的计算提供了新方法和新思路，能更精确反映导弹弹体增益系数。
适用于旋转导弹弹体增益计算方法系统

[发明专利]一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置-CN201511017927.7在审
发明人：李广良;付天厚;彭程;董金刚;秦永明 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-12-29 - 公布日： 2016-04-27 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，包括：尾支杆；试验导弹模型，其内部具有空腔，具有可偏转的前舵；舵机驱动机构，其驱动前舵偏转，设置在空腔的前部；测力天平；固定套筒，其设置在空腔的后部，且固定套筒的后端连接至测力天平的前端，试验导弹模型可转动地套设在固定套筒外侧；自转驱动机构，其设置在固定套筒的内部，且动力输出轴由固定套筒的前侧开口伸出，并驱动试验导弹模型自转；数据采集和处理系统，其通信连接至测力天平本发明实现了鸭式布局旋转导弹的自转和前舵的偏转，并实现对气动力和力矩的测量，特别适用于实现大长径比试验导弹模型在1.2米量级亚跨超声速风洞中的测力试验。
一种布局旋转导弹风洞动态测力试验装置

[发明专利]旋转导弹的弹性振动模态测试方法-CN201710714401.7有效
发明人：李克勇;廖欣;王波兰;王辉;董瑞星;杨永强 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2017-08-18 - 公布日： 2019-09-17 - 主分类号： G01M5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种旋转导弹的弹性振动模态测试方法，其包括以下步骤：步骤一，通过两根弹性绳将导弹水平悬挂，导弹与弹性绳之间利用滚转轴承连接，使导弹绕纵轴自由滚转；导弹一端通过夹具与一个柔性转轴连接，一个滚转驱动装置通过柔性转轴驱动导弹滚转，使得弹体能够产生横向自由位移同时转速可控，消除滚转驱动对弹体尾端的边界约束；步骤二，由电机、减速装置、柔性转轴和驱动控制器构成的滚转驱动装置，能够驱动导弹达到并维持指定转速滚转，转速在0～20转/秒范围内连续可调本发明获得了导弹旋转状态下的弹性响应特性，可以应用于导弹在旋转状态下的模态测试。
旋转导弹弹性振动测试方法

[发明专利]一种速旋转导弹弹体结构及转速设计方法-CN202211599138.9在审
发明人：刘晓文;王利;杨云军;李国良 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种速旋转导弹弹体结构及转速设计方法，包括：带楔形块的弹体结构，具体为：弹体、尾舵、楔形块；弹体为轴对称旋成体，包括头锥段及圆柱段；尾舵位于圆柱段的尾部，呈上下、左右对称分布；楔形块安装在尾舵的左侧或右侧采用提出的滚转转速快速计算方法确定设计外形滚转转速，包括以下步骤：1、通过强迫振荡或自由振荡数值方法确定无楔形块飞行器外形旋转动导数；2、计算安装楔形块外形静态滚转力矩；3、确定导弹最终滚转转速。该方法大大提高了转速计算效率，同时可以保证较高的预测精度，结合舵面增加楔形块的布局设计形式，可用于超声速旋转导弹滚转转速工程详细设计。
一种旋转导弹弹体结构转速设计方法

[发明专利]一种高速风洞旋转导弹自由转速测量系统-CN201711476834.X有效
发明人：董昊;刘是成;程克明;刘旭东;耿玺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-12-29 - 公布日： 2020-01-21 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及风洞试验装置，更具体地说，本发明涉及一种高速风洞旋转导弹自由转速测量系统，该系统是一个由导弹模型、磁片、天平杆、霍尔元件和信号处理系统组成的测量系统；导弹模型通过天平杆支撑在风洞中，导弹模型可以绕天平杆轴线自由转动；磁片固定在导弹模型的尾部，可以跟随导弹模型一起旋转，且转速相同；霍尔传感器固定在天平杆尾部，可以在磁片旋转时产生脉冲信号；信号处理系统通过数据线与霍尔传感器相连接，可以将霍尔传感器产生的脉冲信号换算成磁片的转速，进而求得所述导弹模型的转速。该装置因具有机构简单、精度较高、成本低的特点，特别是整体结构对流场干扰小，相应的误差很小，这对高速风洞导弹转速的正确测量是至关重要的。
一种高速风洞旋转导弹自由转速测量系统

[实用新型]一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置-CN201521127405.8有效
发明人：李广良;董金刚;魏忠武;秦永明 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-12-29 - 公布日： 2016-10-12 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，包括：支撑架；传动主轴，其可转动地设置在支撑架上；支座，其具有一对连接端；配重，其设置在其中一个连接端上；尾支杆，其设置在另一个连接端上；试验导弹模型，其内部具有空腔；测力天平，后端连接至尾支杆的前端；前支杆，前支杆的后端连接至测力天平的前端，试验导弹模型可转动地套设在前支杆上；自转驱动机构，其设置在前支杆的前端，以驱动试验导弹模型旋转；主旋转驱动机构，其驱动传动主轴旋转；以及数据采集和处理系统，其通信连接至测力天平，以接收测力天平的测力数据。本实用新型实现了试验导弹模型的自转和围绕风洞来流的锥形运动，并实现了测力试验。
一种风洞旋转导弹锥形运动模拟装置

[发明专利]一种旋转导弹带舵控风洞测力试验方法及系统-CN201811574938.9在审
发明人：秦永明;董金刚;张宏俊;李广良;王波兰;陈志;宗昕 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2018-12-21 - 公布日： 2019-06-14 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种旋转导弹带舵控风洞测力试验方法及系统，(1)将待试验带舵控系统的旋转导弹一体化模型通过天平与支撑系统固定连接，并置于风洞流场中；(2)预置试验马赫数启动风洞吹风，流场稳定后，旋转所述支撑系统使所述的一体化模型达到所需试验攻角，并控制电机按照预设的当前试验转速进行旋转；(3)实时获取模型旋转本体的当前转速，发送转速控制信号至电机进行闭环控制，使实时获取的模型旋转本体的当前转速在预设的误差范围内；(4)舵控系统按照给定的信号规律结合实时获取的模型旋转本体的当前转速确定当前舵面偏转规律信号，实现舵面的动态偏转控制；实时采集天平测量的气动力数据以及模型旋转本体的当前转速，完成当前马赫数、攻角、试验转速下的测力试验。
旋转本体风洞试验实时获取旋转导弹测力舵控系统试验转速支撑系统马赫数攻角流场预设转速控制信号气动力数据闭环控制舵面偏转控制电机偏转控制实时采集天平测量转速确定一体化预置吹风电机天平发送

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