| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 1 | 一种运输机跃升式空射运载火箭方法 | CN201611160541.6 | 2016-12-15 | CN106767157A | 2017-05-31 | 李明华; 梁新杰; 董强 |
| 本发明属于运载火箭发射技术，涉及一种运输机跃升式空射运载火箭方法。空中发射运载火箭的步骤如下：装载火箭；起飞；确定运输机(1)的法向过载系数nz；确定运输机(1)跃升机动飞行时的法向过载nz1；确定爬升轨迹和发射点位置；释放运载火箭；运载火箭点火自主发射。本发明提出了一种运输机跃升式空射运载火箭方法，突破了空中发射运载火箭的重量限制，减轻了运载火箭对舱门地板的载荷。 | ||||||
| 2 | 轻型多用途飞机 | CN200680056745.3 | 2006-12-25 | CN102123913A | 2011-07-13 | 奥雷格·费多洛维奇·德默陈科; 尼科莱·尼科拉耶维奇·多尔正科夫; 康斯坦丁·费德洛维奇·波波维奇; 夫拉帝米尔·贝德洛维奇·思科林; 阿卡帝·劳思福维奇·古尔多夫; 夫拉帝米尔·格瑞高耶维奇·库内特索夫; 夫雅切拉夫·尼古拉耶维奇·尼科丁; 夫雅切拉夫·米卡罗维奇·伊林; 维克托·拉夫列帝维奇·博萨诺夫; 瓦雷瑞·格瑞高耶维奇·科多拉 |
| 一种轻型多用途飞机包括机身(1)；机翼(2)；尾翼配件(3)；起落装置(4)；主动力装置(5)；辅助动力装置(7)；标塔(10)；位于机翼(2)下表面和端部的外置悬挂部件(9)；至少一个外置悬挂部件(9)置于机翼(2)下表面；至少分别有一个外置悬挂部件(9)置于每个机翼(2)的端部；置于机身(1)下半部的火炮装置(8)或导航和追踪装置；配有供电系统(16)的机载电子设备控制综合体(17)以及配有机载电力导航和追踪系统(20)的武器控制综合体(19)；防御系统(21)；多用途控制面板(22)；群体交互系统(23)和武器控制系统(24)，这两个系统相互关联，并通过多路信息交互面板与机载电子设备控制综合体(17)相关联；上述武器控制系统(24)包括微调和逻辑元件(25)；应急卸载装置(26)；至少一个数据分配和转换装置(27)；执行部件(28)；外置悬挂部件的开关控制装置(29)；火炮装置或导航和追踪系统的开关控制装置(30)；武器控制系统(24)的部件通过局部信息交换渠道连接，执行部件(28)以及外置悬挂部件的开关控制装置(29)的数量与外置悬挂部件(9)的数量相一致。 | ||||||
| 3 | 火箭发射系统和支撑装置 | CN201180018304.5 | 2011-02-10 | CN102933932B | 2016-03-09 | 霍华德.M.钦; 金伯利.A.卡拉哈 |
| 一种火箭发射系统(1)，包括具有电动缆道牵引驱动装置(26)的管状火箭发射器托架(2)，所述电动缆道牵引驱动装置(26)在锚定到地面的两轴枢轴(63)之下输送，升高到通向三个重量被轻于空气的气球(164)抵消的一级系绳电缆(27)的同轴传送管(124,143)内。托架此后被输送到在地面之上进入平流层的由一对二级电缆(184)支撑的对接站(166)，所述二级电缆(184)悬挂在用于拉紧气球的连接框架(162)之下。托架由两个二级电缆和两个三级电缆(186)所引导的托架端夹具(196)啮合，并由二级电缆所引导的下升举器(198)提升。该下升举器由从拉紧气球连接框架悬挂的上升举器(168)支撑。啮合由两个二级电缆引导的提升环(183)的托架被进一步升高，在方位角和高度上旋转，且火箭弹出在托架向下沿着该组电缆自由下落期间从发射管发生，引擎点火发生在安全距离处。 | ||||||
| 4 | 太空套服 | CN201410437765.1 | 2011-02-10 | CN104236390A | 2014-12-24 | 霍华德.M.钦; 金伯利.A.卡拉哈 |
| 一种由在高的高度处或在太空中乘在火箭中的乘客穿的太空套服，所述太空套服包括：在穿所述太空套服的乘客的至少一些关节处的一组关节，所述组关节相对于用于发射的火箭可锁定在最佳空气动力位置上，其中所述乘客穿所述太空套服并被装载，脚先到所述火箭的顶部上，用于抵抗在发射期间所述火箭的重力效应。 | ||||||
| 5 | 火箭发射系统和支撑装置 | CN201180018304.5 | 2011-02-10 | CN102933932A | 2013-02-13 | 霍华德.M.钦; 金伯利.A.卡拉哈 |
| 一种火箭发射系统(1)，包括具有电动缆道牵引驱动装置(26)的管状火箭发射器托架(2)，所述电动缆道牵引驱动装置(26)在锚定到地面的两轴枢轴(63)之下输送，升高到通向三个重量被轻于空气的气球(164)抵消的一级系绳电缆(27)的同轴传送管(124,143)内。托架此后被输送到在地面之上进入平流层的由一对二级电缆(184)支撑的对接站(166)，所述二级电缆(184)悬挂在用于拉紧气球的连接框架(162)之下。托架由两个二级电缆和两个三级电缆(186)所引导的托架端夹具(196)啮合，并由二级电缆所引导的下升举器(198)提升。该下升举器由从拉紧气球连接框架悬挂的上升举器(168)支撑。啮合由两个二级电缆引导的提升环(183)的托架被进一步升高，在方位角和高度上旋转，且火箭弹出在托架向下沿着该组电缆自由下落期间从发射管发生，引擎点火发生在安全距离处。 | ||||||
| 6 | 一种反无人机弹体发射方法 | CN201611032422.2 | 2016-11-15 | CN106767156A | 2017-05-31 | 郝亚南; 罗涛; 袁理; 吕生钰; 王镜 |
| 本发明涉及无人机防御领域，特别是一种反无人机弹体发射方法，包括以下步骤：S1，计算所述弹体与无人机相遇的空间位置；S2，根据所述空间位置调整弹体对准方向，发射弹体。本发明提供的无人机弹体发射方法，通过弹体从发射到与无人机相遇的延迟时间内无人机和弹体的运动学关系结合动力学特征，定量预测了弹体与无人机的相遇位置，为弹体发射角度提供了有力依据，有效提高了弹体反制无人机的成功率。速度建模和求解联立方程组的过程中，结合无人机运动的低空慢速特点和弹体飞行的动力学特征，提出了简化方案，兼顾了弹体反制无人机的准确率和运算速度。 | ||||||
| 7 | 带有可抛放的隐形外壳的执行器 | CN201510153691.3 | 2015-04-02 | CN104973249A | 2015-10-14 | K.W.迪特里希; J.佩雷斯-桑切斯 |
| 本发明涉及一种用于飞机(100)的执行器(10)。该执行器(10)具有执行器本体(12)和至少部分地包围执行器本体(12)的隐形外壳(14)。隐形外壳(14)固定在执行器本体(12)处并且实施为在支承执行器(10)的飞机(100)的飞行期间与飞机(100)分离并且与执行器本体(12)分离。 | ||||||
| 8 | 轻型多用途飞机 | CN200680056745.3 | 2006-12-25 | CN102123913B | 2013-10-30 | 奥雷格·费多洛维奇·德默陈科; 尼科莱·尼科拉耶维奇·多尔正科夫; 康斯坦丁·费德洛维奇·波波维奇; 夫拉帝米尔·贝德洛维奇·思科林; 阿卡帝·劳思福维奇·古尔多夫; 夫拉帝米尔·格瑞高耶维奇·库内特索夫; 夫雅切拉夫·尼古拉耶维奇·尼科丁; 夫雅切拉夫·米卡罗维奇·伊林; 维克托·拉夫列帝维奇·博萨诺夫; 瓦雷瑞·格瑞高耶维奇·科多拉 |
| 一种轻型多用途飞机包括机身(1)；机翼(2)；尾翼配件(3)；起落装置(4)；主动力装置(5)；辅助动力装置(7)；标塔(10)；位于机翼(2)下表面和端部的外置悬挂部件(9)；至少一个外置悬挂部件(9)置于机翼(2)下表面；至少分别有一个外置悬挂部件(9)置于每个机翼(2)的端部；置于机身(1)下半部的火炮装置(8)或导航和追踪装置；配有供电系统(16)的机载电子设备控制综合体(17)，以及配有机载电力导航和追踪系统(20)、防御系统(21)、多用途控制面板(22)、群体交互系统(23)和武器控制系统(24)的武器控制综合体(19)，武器控制综合体(19)的部件相互关联，并通过多路信息交互面板与机载电子设备控制综合体计算机系统(18)相关联；上述武器控制系统(24)包括微调和逻辑元件(25)；应急卸载装置(26)；至少一个数据分配和转换装置(27)；执行部件(28)；外置悬挂部件的开关控制装置(29)；火炮装置或导航和追踪系统的开关控制装置(30)；武器控制系统(24)的部件通过局部信息交换渠道连接，执行部件(28)以及外置悬挂部件的开关控制装置(29)的数量与外置悬挂部件(9)的数量相一致。 | ||||||
| 9 | ロケット発射システムに用いられるロケット輸送デバイス | JP2016122218 | 2016-06-21 | JP2016222241A | 2016-12-28 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 【課題】ロケット発射システムにおいて用いられるロケット輸送装置を提供する。 【解決手段】ロケット発射システムは、1組の電力および輸送ケーブルを有し、ロケット輸送装置は、発射予定のロケットを輸送および発射するため、電力を前記1組の電力および輸送ケーブルへと提供するように構成され、前記ロケット輸送装置は、地上に配置された電気エネルギー提供器を備え、前記電気エネルギー提供器は、前記1組の電力および輸送ケーブルを含み、前記ロケット輸送装置は、牽引駆動装置を備え、前記牽引駆動装置は、電動通電装置を含み、前記電動通電装置は、前記1組の電力および輸送ケーブルから電力を受け取り、前記ロケット輸送装置を前記1組の電力および輸送ケーブルに沿って輸送する。 【選択図】図1 |
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| 10 | Guided flier | JP30189799 | 1999-10-25 | JP2001124500A | 2001-05-11 | TANAKA HIROYUKI; HARA HIROYA |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To reduce the aerodynamic resistance of a mother plane in condition that a guided flier is loaded on the mother plane, and also, to protect the constituent parts positioned at the rear of a guided flier from an obstacle in air or aerodynamic heating, and further, to secure the aerodynamic stability of the guided flier immediately after firing, in a guided flier which is fired rearward of the airplane whereon it is loaded. SOLUTION: A guided flier 3, which is fired rearward of an airplane whereon it is loaded, is equipped with a nozzle 4 for a propeller provided at the rear end face of itself 3, an unfolding wing 5 being folded and stored in the rear of itself 3, and a cover 7 being attached, such that it covers the nozzle 4 of the propeller and the unfolding wing 5, to the rear of itself 3. COPYRIGHT: (C)2001,JPO | ||||||
| 11 | JPH0362599B2 - | JP7539980 | 1980-06-04 | JPH0362599B2 | 1991-09-26 | EDOMON RUSUTAN; JAN PIEERU RUUJE |
| 12 | Missile launcher on plane | JP15904182 | 1982-09-14 | JPS58133599A | 1983-08-09 | DERUBAATO JIEI OORUDOHAMU; JIYON EE KARITSUSHIYU |
| 13 | ロケット発射システムに用いられるドッキングステーション、およびリフトリングアセンブリ | JP2015039368 | 2015-02-27 | JP6074821B2 | 2017-02-08 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 14 | ロケット発射システムおよび支持装置 | JP2012552873 | 2011-02-10 | JP5817739B2 | 2015-11-18 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 15 | ロケット発射システムに用いられるドッキングステーション、リフトリングアセンブリ、ロケット輸送システム、ロケット輸送デバイス、キャリッジ、多レットアセンブリ、および、宇宙服 | JP2015039368 | 2015-02-27 | JP2015145234A | 2015-08-13 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 【課題】有用な材料および作製物を上層大気またはその上側へと送達するためのロケットを空中発射するシステム及び方法を提供する。 【解決手段】ロケット発射システム内において用いられるドッキングステーション166であって、前記ロケット発射システムは、1組の一次電力および輸送ケーブル27と、1組の二次電力および輸送ケーブルと、ロケット輸送デバイスとを含み、前記ドッキングステーションは、前記ロケット輸送デバイスによって搬送されたロケット18の発射準備において、前記ロケット輸送デバイスのうち1つを受容する構造と、前記ドッキングステーションが高高度で配置された際の前記複数組の一次および二次ケーブルのねじれを回避するために、前記ドッキングステーションの回転を制御する回転装置と、を含む。 【選択図】図1B |
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| 16 | Armament equipment and weapons method of payloads | JP21945390 | 1990-08-21 | JP2628933B2 | 1997-07-09 | 多加夫 和田; 喜治 堤; 修 永田 |
| 17 | JPH0526120B2 - | JP15904182 | 1982-09-14 | JPH0526120B2 | 1993-04-15 | DERUBAATO JEI OORUDOHAMU; JON EE KARITSUSHU |
| 18 | JPS493679B1 - | JP7823869 | 1969-10-02 | JPS493679B1 | 1974-01-28 | |
| 19 | Rocket launching systems and support equipment | JP2012552873 | 2011-02-10 | JP2013528766A | 2013-07-11 | チン，ハワード，エム．; キャッラハ，キンベリー，エー． |
| ケーブルに取りつけられた空気より軽いバルーンによって地球上方の高高度において保持された構成要素を有するロケット発射システム。 前記システムは、管状ロケット発射装置キャリッジを含む。 前記管状ロケット発射装置キャリッジは、電動ケーブル経路トラクションドライブを備える。 電動ケーブル経路トラクションドライブは、地球にアンカー固定された２本の旋回軸の下側において運搬され、同軸移動管部内へと上昇される。 前記同軸移動管部は、３本の一次テザーケーブルへと繋がる。 前記３本の一次テザーケーブルの重量は、空気より軽いバルーンによってオフセットされる。 その後、前記キャリッジは、一対の二次ケーブルにより、地球上方において支持されたドッキングステーションから成層圏中へと運搬される。 前記一対の二次ケーブルは、バルーンへの張力付与のための取付フレーム下において懸架される。 前記キャリッジは、キャリッジ端部グリッパーと係合する。 前記キャリッジ端部グリッパーは、２本の二次ケーブルおよび２本の三次ケーブルによって誘導され、二次ケーブルに誘導される下側ホイストよってリフトされる。 この下側ホイストは、上側ホイストによって支持される。 前記上側ホイストは、バルーン張力付与用取付フレームから懸架される。 。 前記キャリッジは、２本の二次ケーブルによって誘導されたリフトリングと係合し、さらに上昇されアジマスおよび上昇内において回転され、その後、エンジン点火が安全な距離において発生している状態で前記キャリッジが前記１組のケーブルへと自由落下する際に、発射管部からのロケット射出が発生する。
【選択図】図１ |
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| 20 | Munitions control device | JP2009548388 | 2008-01-29 | JP2010532852A | 2010-10-14 | シズマン、リチャード・エル．; ハグ、アラン; ピーターズ、ライアン・ジェイ． |
| 少なくとも１つの兵器（22）とインターフェースするように構成されていないビークル（10）の既存の電子装置を少なくとも１つの兵器に統合するための軍用品制御装置（30）は、前記ビークル（10）と制御信号を通信するために動作可能な第１のＩ／Ｏインターフェース（32）と、第１のＩ／Ｏインターフェース（32）とは異なり、前記兵器（22）と制御信号を通信する少なくとも１つの第２のＩ／Ｏインターフェース（34a-34d、35a-35b、37）と、前記第１及び少なくとも１つの第２のＩ／Ｏインターフェースに動作的に結合されているプロセッサ（57）及びメモリ（58）と、メモリに記憶されプロセッサにより実行可能である再構成可能な論理とを含んでいる。 再構成可能な論理は軍用品制御装置が異なるインターフェースを有する複数のビークルとインターフェースすることを可能にするように動作可能である。
【選択図】図３ |
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