“助推火箭”专利关键词查询_检索下载_查询列表_检索列表_行业专利分布_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果23144个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法-CN202111340012.5在审
发明人：张敏刚;王永海;徐春铃;付秋军;巩英辉;姜智超;杨丁;刘辉;孙精华;杨缙;曹轶;王锦涛;冯建林;闫颖鑫;陈志刚;刘明;刘建辉;杨明;张宁宁 -专利权人：北京临近空间飞行器系统工程研究所
申请日： 2021-11-12 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本公开的一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法，根据所述火箭助推段的运动参数建立所述火箭助推段弹道三自由度运动模型；根据所述火箭助推段三自由度运动模型构建所述火箭助推段飞行程序角模型；基于所述火箭助推段飞行程序角模型建立所述火箭助推段弹道优化模型；基于粒子群算法和所述火箭预设初值计算得到所述火箭助推段弹道优化模型的最优解。能有效解决固体运载火箭弹道优化设计问题，末助推级液体推进剂消耗减少11.1％，收敛速度快，配置参数少，易于工程实现等优点。
一种基于粒子算法火箭助推弹道优化方法

[发明专利]一种立式陶瓷火箭装饰造型的火箭衣帽架-CN201510065945.6无效
发明人：不公告发明人 -专利权人：佛山市三水区希望火炬教育科技有限公司
申请日： 2015-02-07 - 公布日： 2015-05-06 - 主分类号： A47G25/06 文献下载
摘要：一种立式陶瓷火箭装饰造型的火箭衣帽架，包括主体火箭三级套筒，二号火箭助推器顶罩，二号助推器套件，二号助推器连接件，二号助推器主体构件，二号助推器尾套，二号助推器尾翼，主体火箭一级套筒，主体火箭尾罩，主体火箭顶罩，四级套筒连接件，三级套筒连接件，三号助推器顶罩，三号助推器套件，三号助推器连接件，三号助推器主体构件，三号助推器尾套，三号助推器尾翼，主体火箭四级套筒，主体火箭尾翼，主体支撑旋杆，底座，一号助推器尾翼，主体火箭二级套筒，二级套筒连接件，一级套筒连接件，一号助推器主体构件，一号助推器尾套，一号助推器顶罩，一号助推器套件，为中国陶瓷建陶行业及家居装饰工艺领域一朵新的艺术奇葩。
一种立式陶瓷火箭装饰造型衣帽架

[发明专利]一种火箭助推分离动态气动仿真方法-CN202310099776.2在审
发明人：王亚博;程川;王吉飞;宣传伟;刘锦凡;毛玉明;朱亮聪 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-10 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭助推分离动态气动仿真方法，选定火箭芯级体坐标系作为动参考系，通过非定常气动仿真同时获得火箭助推器的分离运动轨迹和时变流场数据。本发明可应用于捆绑火箭助推分离的运动学分析和火箭芯级、助推器表面的载荷设计，规避了目前火箭助推分离轨迹计算中的气动力插值偏差问题，获取了助推分离过程中火箭芯级、助推器表面的时变气动载荷，提高了火箭助推分离轨迹的计算精度和箭体载荷设计精度
一种火箭助推分离动态气动仿真方法

[发明专利]固体火箭助推器垂直吊装及捆绑对接方法-CN202310290415.6在审
发明人：王亚男;布向伟;魏凯;王永刚;黄亚军;刘睿哲;王丽;郝丁 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-03-23 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： B66C1/14 文献下载
摘要：本发明公开了固体火箭助推器垂直吊装及捆绑对接方法，属于火箭组装技术领域，包括火箭芯一级状态确认、助推器垂直起吊、助推器垂直度调整、吊整靠近火箭芯一级、微调火箭助推器高度、利用连接拉紧机构将球头拉入球窝、安装球头挡盖、连接下捆绑连杆、支撑助推支撑盘和撤离吊具。本发明能够有效缩短火箭助推器与火箭芯级间组装时间长，提高组装效率。
固体火箭助推器垂直吊装捆绑对接方法

[发明专利]一种火箭助推器水平捆绑装置、方法和火箭对接方法-CN202011607781.2在审
发明人：邢春雷;布向伟;王永刚 -专利权人：山东宇航技术有限公司
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2021-05-14 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭助推器水平捆绑装置，包括调整装置A用于放置火箭芯级并对火箭芯级进行调节，调整装置B用于放置助推器并对助推器进行调节；捆绑连接机构A固定于所述火箭芯级上，捆绑连接机构B固定于所述助推器上；通过在调节装置A和调整装置B的调节下，捆绑连接机构A和捆绑连接机构B匹配连接，以实现所述火箭芯级和所述助推器在水平方向上的捆绑对接。本发明的有益效果为：通过水平捆绑方式将火箭芯级和火箭助推器进行捆绑，可以降低火箭助推器捆绑的操作复杂度，实现火箭助推器的快速捆绑，同时在水平捆绑过程中提高助推器捆绑及火箭对接操作的安全性，并能够实现火箭芯级的快速对接
一种火箭助推器水平捆绑装置方法对接

[发明专利]一种火箭助推器用脱落限位装置及方法-CN202111667061.X在审
发明人：张晓辉;何昱霖;张吉;杨晨;朱文博;闵荣 -专利权人：西安爱生技术集团有限公司;西北工业大学
申请日： 2021-12-31 - 公布日： 2023-04-14 - 主分类号： B64U70/80 文献下载
摘要：本发明一种火箭助推器用脱落限位装置及方法，属于无人机发射技术领域；脱落限位装置包括火箭助推器、导向装置、脱落装置和火箭助推器转接环，导向装置一端固定于无人机机身腹部，导向装置的T形接头横杆与脱落装置前端带有缺口的连接孔铰接，脱落装置后端通过限位组件与火箭助推器转接环的两个径向凸耳连接，火箭助推器转接环套装于火箭助推器前端；当火箭助推器工作结束后，在其自身重力作用下与机身自动分离并向下坠落；由脱落装置牵动绕T形接头的横杆转动到一定角度，T形接头横杆从前端缺口滑出后，火箭助推器随同脱落装置与无人机完全分离。本发明能够可靠固定火箭助推器，使之与机体的夹角不变，避免助推器尾喷口上翘，保证无人机不受损。
一种火箭助推器用脱落限位装置方法

[发明专利]程控膨气助推火箭腾空的方法和装置-CN03105286.X无效
发明人：阎道原 -专利权人：阎道原
申请日： 2003-02-26 - 公布日： 2004-09-01 - 主分类号： F41F3/00 文献下载
摘要：本发明涉及用于助推火箭腾空的方法和装置，特别是程控膨气助推火箭腾空的方法和装置，属于火箭起飞方法及其助推装备技术领域。其方法主要是让气体在封闭的系统中急遽膨胀，产生巨力，推动火箭先腾空后点火。其装置主要包括真空仓、膨气仓、助推室、助推井、助推塞、助推台等。其特征在于，利用气体遇热容易膨胀的特性，利用封闭性的装置，实现助推火箭腾空的目的。本发明具有节省能源，提高效率等优点。
程控助推火箭腾空方法装置

[发明专利]运载火箭助推段三维解析制导方法、装置及电子设备-CN202310179757.0在审
发明人：陈万春;于琦;杨良 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-02-16 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种运载火箭助推段三维解析制导方法、装置及电子设备，涉及制导控制技术领域，在进行运载火箭助推段制导时，先建立运载火箭助推段的多约束模型；然后基于多约束模型，利用正则摄动法求取运载火箭助推段的弹道解析解；再基于运载火箭助推段的弹道解析解，求取运载火箭助推段的标控剖面；最后基于标控剖面，利用间接法求取运载火箭助推段的最优制导指令，该最优制导指令包括纵向最优制导指令和侧向最优制导指令。如此实现了运载火箭助推段的多约束三维解析制导，从而在一定程度上满足了日益提高的飞行任务要求。
运载火箭助推三维解析制导方法装置电子设备

[实用新型]固体火箭助推器支撑装置-CN202320490227.3有效
发明人：王亚男;布向伟;魏凯;王永刚;黄亚军;刘睿哲;王丽;郝丁 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-03-15 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： B25B11/02 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种固体火箭助推器支撑装置，属于火箭装配设备技术领域，包括牵拉机构、固定锚座和与火箭助推器底部固定连接的支撑盘；所述固定锚座固设于火箭组装平台上；所述牵拉机构一端与所述固定锚座固定连接；所述牵拉机构另一端与所述支撑盘固定连接；所述牵拉机构包括用于将所述火箭助推器拉向火箭芯级的正向牵拉机构和用于将所述火箭助推器拉离所述火箭芯级的反向牵拉机构。本实用新型能够实现火箭助推器的底端进行有效限位，同时能够根据其上端位置的变化进行适应性调节，有效提高火箭助推器的装配效率。
固体火箭助推器支撑装置

[实用新型]一种火箭助推器-CN201320013068.4有效
发明人：王文亮 -专利权人：王文亮
申请日： 2013-01-10 - 公布日： 2013-08-07 - 主分类号： B64D41/00 文献下载
摘要：一种火箭助推器，属于飞行器推进装置，它包括火箭助推器本体，所述的火箭助推器本体安装在飞机的两翼下面，在飞机发动机的内侧，靠近机体处，为可拆卸设计，火箭助推器本体的控制开关安装在飞机驾驶舱内。当发动机出现故障，飞机需要降落的时候，打开该火箭助推器，可以帮助飞机平稳的降落。
一种火箭助推器

[实用新型]一种无人机火箭助推器脱落导向结构-CN201921616408.6有效
发明人：王晓东;夏杨;涂金岽 -专利权人：中国人民解放军总参谋部第六十研究所
申请日： 2019-09-26 - 公布日： 2020-08-18 - 主分类号： B64F1/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种无人机火箭助推器脱落导向结构，采用点、面结合形式限制火箭助推器脱落方向。该结构包括推座、导向块、背刀、背刀底座和火箭卡环。所述推座安装在无人机上，提供火箭固定点；导向块安装在无人机上，提供导向滑槽；所述火箭卡环用固定在火箭助推器上；所述背刀、背刀底座固定在火箭卡环上；通过将背刀插入导向块滑槽中，背刀侧面与滑槽接触，限定火箭脱落运动方向本实用新型结构简单、操作方便、成本低、可靠性高、无需主动控制、可同时适配不同尺寸无人机、火箭助推器，可避免火箭助推器脱落过程中与无人机部件撞击，减小火箭助推器对无人机结构、飞行姿态的影响。
一种无人机火箭助推器脱落导向结构

[发明专利]一种固液捆绑运载火箭固体助推器落点控制方法及系统-CN202310094425.2在审
发明人：陈尔康;洪刚;邱伟;辛高波;王猛 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-03 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种固液捆绑运载火箭固体助推器落点控制方法及系统，属于运载火箭制导控制领域。该方法首先采集运载火箭状态信息，计算固体助推器分离特征量和分离余量，若分离余量小于等于零，则采集固体助推器的室压值；若固体助推器室压满足分离要求，发出固体助推器分离信号。本发明原理简洁，工程实现便捷，能够根据运载火箭状态信息和固体助推器室压值判断是否发出固体助推器分离信号，以此在保障运载火箭安全飞行的前提下有效控制固体助推器的落点，保证了固体助推器的落区安全，提升了运载火箭的可靠性
一种捆绑运载火箭固体助推器落点控制方法系统

[发明专利]一种具有检测功能的箱式发射无人机助推火箭点火电路-CN202211029955.0在审
发明人：田云鹏;龚麟;景晨 -专利权人：西安爱生技术集团有限公司
申请日： 2022-08-26 - 公布日： 2022-12-30 - 主分类号： G01R27/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种具有检测功能的箱式发射无人机助推火箭点火电路，包括处理器电路，逻辑控制电路、电阻测量电路、助推火箭点火电路和安全开关电路；电阻测量电路将助推火箭两端的电阻信号转换位电压信号，电压信号放大后发送给处理器电路；助推火箭点火电路用来接通点火电源与助推火箭通路，完成点火；安全开关电路通过继电器来控制点火电源与助推火箭点火电路的通断；电阻测量电路模数转换输出端与处理器电路数据线相连，处理器电路地址线与逻辑控制电路相连；逻辑控制电路的输出端与电阻测量电路、助推火箭点火电路的使能端相连。本发明实现简单，采用弱电检测和强电点火通路隔离的方式，安全有效地完成了助推火箭检测及点火。
一种具有检测功能箱式发射无人机助推火箭点火电路

[实用新型]一种具有检测功能的箱式发射无人机助推火箭点火电路-CN202222268236.6有效
发明人：田云鹏;龚麟;景晨 -专利权人：西安爱生技术集团有限公司
申请日： 2022-08-26 - 公布日： 2023-04-14 - 主分类号： G01R27/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种具有检测功能的箱式发射无人机助推火箭点火电路，包括处理器电路、逻辑控制电路、电阻测量电路、助推火箭点火电路和安全开关电路；电阻测量电路将助推火箭两端的电阻信号转换位电压信号，电压信号放大后发送给处理器电路；助推火箭点火电路用来接通点火电源与助推火箭通路，完成点火；安全开关电路通过继电器来控制点火电源与助推火箭点火电路的通断；电阻测量电路模数转换输出端与处理器电路数据线相连，处理器电路地址线与逻辑控制电路相连；逻辑控制电路的输出端与电阻测量电路、助推火箭点火电路的使能端相连。本发明实现简单，采用弱电检测和强电点火通路隔离的方式，安全有效地完成了助推火箭检测及点火。
一种具有检测功能箱式发射无人机助推火箭点火电路

[发明专利]一种火箭助推器连接结构-CN202210956941.7有效
发明人：请求不公布姓名 -专利权人：北京凌空天行科技有限责任公司
申请日： 2022-08-10 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本申请公开了一种火箭助推器连接结构，包括：火箭芯级；助推器，所述助推器通过连接机构连接于所述火箭芯级侧壁上，当火箭处于静止状态下所述助推器轴线与所述火箭芯级的轴线平行，所述助推器用于向所述火箭芯级的发射和飞行提供助推力；所述连接机构包括第一连接组件；所述第一连接组件包括第一连接件和第二连接件，所述第一连接件和所述第二连接件均呈杆状，二者的一端分别连接至所述火箭芯级侧壁，两个连接点之间间距为第一设定距离，另一端分别连接至所述助推器中部的侧壁该火箭助推器连接结构可保持火箭的发射或飞行时的轨迹。
一种火箭助推器连接结构

1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
下一页»
尾页
共 23144 条