子分类：
| 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 | 一种多级火箭的回收系统 | CN201610545090.1 | 2016-07-05 | CN106225605A | 2016-12-14 | 李卓 |
| 本发明是一种多级火箭的回收系统，属于火箭回收领域。主要手段是利用折叠机翼的方法将多级火箭改造成可折叠机翼的航天飞机，当多级火箭分离后，将折叠的机翼打开就会变成无人的航天飞机，通过遥控的方式使得多级火箭安全回收。 | ||||||
| 2 | 用于抛射体流体动力控制的下垂分裂翼瓣型火炬 | CN201210282460.9 | 2012-08-09 | CN102954733B | 2016-06-01 | J·布龙斯 |
| 本发明涉及用于流体动态控制抛射体的系统和方法。联接至少一个普通致动结构的至少一个致动器被致动从而经由普通致动结构提供致动力。致动力传输通过至少一个连接结构，到联接于此的至少一个流体动力学控制表面。 | ||||||
| 3 | 用于抛射体流体动力控制的下垂分裂翼瓣型火炬 | CN201210282460.9 | 2012-08-09 | CN102954733A | 2013-03-06 | J·布龙斯 |
| 本发明涉及用于流体动态控制抛射体的系统和方法。联接至少一个普通致动结构的至少一个致动器被致动从而经由普通致动结构提供致动力。致动力传输通过至少一个连接结构，到联接于此的至少一个流体动力学控制表面。 | ||||||
| 4 | 多级驱动机构 | CN201410164646.3 | 2014-04-23 | CN104118558A | 2014-10-29 | M.普鲁梅; R.布克 |
| 本发明涉及多级驱动机构。本发明公开一种多级驱动，所述多级驱动包括被配置用于沿致动轴线线性移动的线性致动器和控制表面。所述控制表面操作性地连接至所述线性致动器，以用于在部署阶段中围绕部署轴线转动并且用于在控制阶段中围绕不同于所述部署轴线的控制轴线转动，以便所述线性致动器沿所述致动轴线的移动驱动所述控制表面在所述部署阶段和所述控制阶段二者中的转动。 | ||||||
| 5 | 用于保持和部署鸭翼的系统和方法 | CN201410032606.3 | 2014-01-23 | CN103968717A | 2014-08-06 | M.普卢默; J.吉布森; J.拜尔恩; B.理查森 |
| 本发明公开了用于将多个鸭翼和鸭翼盖保持和部署在弹丸上的系统和方法。所述弹丸包括：弹丸外壳，其界定内腔和纵轴；鸭翼，其可旋转地安装到所述外壳；鸭翼盖；筒管，其沿着所述纵轴可移动地安置在所述外壳的所述内腔中；和摇臂。所述鸭翼被安装来从收纳位置移动到部署位置。所述鸭翼盖具有钩元件，且适于覆盖形成于所述外壳中的各自的槽。所述筒管具有第一端和第二端和邻近所述第二端的保持面。摇臂具有第一臂端和第二臂端，其中鸭翼保持槽被界定于其间。所述第一臂端包括用于与所述鸭翼盖元件接合的闩锁元件，且所述第二臂端定位为邻近所述保持面。 | ||||||
| 6 | 抛射体的减速和定向装置 | CN88104426 | 1988-07-15 | CN1032859A | 1989-05-10 | 帕特里克·约翰·格林; 马丁·詹姆斯·格雷戈里 |
| 一抛射体的减速和定向的一方法，特别对那些携带侦察装置的抛射体，使用径向倾斜的尾翼，它会导至飞行中的稳定旋转和增加抛射体的阻力系数，这样就减小了抛射体的末速。 | ||||||
| 7 | 用于保持和部署鸭翼的系统和方法 | CN201410032606.3 | 2014-01-23 | CN103968717B | 2017-06-23 | M.普卢默; J.吉布森; J.拜尔恩; B.理查森 |
| 公开了用于将多个鸭翼和鸭翼盖保持和部署在弹丸上的系统和方法。所述弹丸包括：弹丸外壳，其界定内腔和纵轴；鸭翼，其可旋转地安装到所述外壳；鸭翼盖；筒管，其沿着所述纵轴可移动地安置在所述外壳的所述内腔中；和摇臂。所述鸭翼被安装来从收纳位置移动到部署位置。所述鸭翼盖具有钩元件，且适于覆盖形成于所述外壳中的各自的槽。所述筒管具有第一端和第二端和邻近所述第二端的保持面。摇臂具有第一臂端和第二臂端，其中鸭翼保持槽被界定于其间。所述第一臂端包括用于与所述鸭翼盖元件接合的闩锁元件，且所述第二臂端定位为邻近所述保持面。 | ||||||
| 8 | 火箭助推式智能悬浮弹系统 | CN201710170472.5 | 2017-03-21 | CN106839898A | 2017-06-13 | 薛堃 |
| 本发明提供了一种火箭助推式智能悬浮弹系统，包括助推器和智能悬浮弹，所述助推器包括助推装置；所述智能悬浮弹包括动力模块、电气模块、作战模块，所述动力模块包括互为反向旋转的第一旋翼和第二旋翼，及负责偏距的第三旋翼；所述电气模块包括智能悬浮弹的控制电路；所述作战模块包括毁伤载荷和负责侦查的摄像头。本发明的有益效果在于：提供一种可以用发射筒发射的智能悬浮型弹药，利用助推器将智能悬浮型弹药发送到战场上空，利用其携带的侦查设备进行俯视侦查或利用其携带的弹药执行军事任务，大大减小了士兵攻坚的难度，降低了伤亡率。 | ||||||
| 9 | 一种基于推销器作动的弹上舵片翼展锁定机构 | CN201610811481.3 | 2016-09-08 | CN106323101A | 2017-01-11 | 程向丽; 郭鹏; 聂振金; 宁振雷; 王取 |
| 本发明采用带翼展锁定功能的舵系统推动舵片同时展开并锁定方案，火箭弹发射后，弹上控制器对舵系统供电，发出舵片展开指令后，舵系统控制器接收到弹上控制系统的开舵指令，舵系统控制器接收开舵指令信号后进行电流放大，启动推销器，驱动推盘将四舵片同时展开；展开角度至90°后，由锁定机构限位，完成整个翼展锁定功能；之后，弹上控制器发出舵偏指令，控制舵机驱动舵片摆动，实现伺服控制功能。同时，为保证火箭弹航行姿态不受影响，四个舵片的展开时间必须很短且展开不同步性必须很小。 | ||||||
| 10 | 一种舵面纵向折叠机构 | CN201610607616.4 | 2016-07-29 | CN106225604A | 2016-12-14 | 张效义; 陈雷; 吴华晴; 郝桂珍; 付俊兴; 万渠; 毛端华; 韩博文; 张维; 王直 |
| 本发明一种舵面纵向折叠机构，包括：将舵机(4)和拔销器(5)分别安装于尾舱(6)内，将到位锁(7)装入固定舵面(2)内孔中，通过过盈配合将轴承(3)安装于折叠舵面(1)转轴孔内，在折叠舵面(1)的舵柄两侧分别连接一个蜗卷弹簧(9)的一端；将装好轴承(3)和蜗卷弹簧(9)的折叠舵面(1)放入固定舵面(2)内槽，将蜗卷弹簧(9)另一端勾连在固定舵面(2)上，转轴(11)依次穿入固定舵面(2)和轴承(3)内孔，将固定舵面(2)和轴承(3)连接；将固定舵面(2)与舵机(4)连接，再将折叠舵面(1)旋转至折叠位置，使拔销器(5)锁销嵌入折叠舵面(1)的方形槽(8)中，锁定折叠舵面(1)。 | ||||||
| 11 | 用于旋转轴的锁定组件 | CN200880121785.0 | 2008-06-30 | CN101903738A | 2010-12-01 | 罗伯特·M·莫克; 马克·伍德拉夫 |
| 一种锁定组件具有基座(40)和能够相对所述基座(40)旋转的旋转轴(42)。旋转轴(42)具有轴体和由所述轴体支撑的一组锁位部分(48A、48B)。锁定组件还包括由所述基座(40)支撑的一组滞留机构(44)。所述一组滞留机构(44)被布置为：(i)最初向所述一组锁位部分(48A、48B)施加保持力，以提供抵抗所述旋转轴(42)从初始角位置旋转的阻力，和(ii)响应于所述旋转轴(42)上的旋转转矩的量从所述一组锁位部分(48A、48B)上去除施加的保持力，所述旋转轴(42)上的旋转转矩的量超过预定阈值，并且足以基本上从所述初始角位置旋转所述旋转轴(42)。 | ||||||
| 12 | Rotary shaft lock mechanism | JP2010529987 | 2008-06-30 | JP2011501096A | 2011-01-06 | マーク ウッドラフ; エム． ロバート モック |
| ロック機構は基部及び、基部に対して回転可能な回転軸を有する。 回転軸は軸体と、上記軸体により支持される一式の固定部位を持つ。 上記ロック機構は、基部によって支持された一式の固定機構をさらに有する。 上記一式の固定機構は、（ｉ）初期状態において、一式の固定部位に対して保持力を与え、回転軸が初期角度位置から回転するのを妨げる動作、及び、（ｉｉ）回転軸に所定量の回転トルクがかけられると、上記一式の固定部位から上記保持力を外す動作を行うように構成される。 上記回転軸にかけられる所定量の回転トルクは、所定の閾値を超えており、かつ、回転軸を初期角度位置から実質的に回転させるに十分であるようにしている。
【選択図】図２ |
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| 13 | Single-axis fin deployment system | JP2007552365 | 2006-01-23 | JP2008528917A | 2008-07-31 | ケブシュル、マーティン・エー．; コエスラー、ジェフリー・エイチ．; ゴギネーニ、パーナチャンドラ・アール．; パーリン、ジョン・シー．; ペレズ、ジュアン・エー． |
| ミサイル（１０）が、収容位置から展開位置へ展開するために、単一軸を中心に回動するフィン（１２）を有する。 各フィンのフォイルの長軸（２４）が、前記フィンのシャフト（２８）に対して傾斜していて、この結果、このシャフトの単一軸の回動が、収容位置から展開位置へ前記フォイルを動かす。 コイルばね（３６）が、前記展開位置へ前記フィンを回動させるトーション力も圧縮力も備え、フィンの位置をロックすることができる。 トーション力は、前記シャフトが回りのブッシュ（３４）上の座部に達するまでシャフトを回動させる。 また、前記ばねの圧縮力は、ブッシュのキー溝（５６）に対応した前記シャフトのキー留め突出部（４６）を係合させ、定位置にこのシャフトをロックする。 一旦前記フィンを展開させれば、前記ミサイル本体中（１６）のばねに負荷がかけられたピン（９４）が前記シャフト中の凹部（５１）と係合するようなさらなるロックが可能である。 | ||||||
| 14 | Tactical base of the accuracy of the projectile of the missile launch of the expanded range | JP2003536678 | 2002-08-23 | JP4068560B2 | 2008-03-26 | クゥオートラップ、コンリー・オー; シャー、ラジェシュ・エイチ; ジョンソン、ゲイリー・エイチ; ドライアー、リチャード; ピーターソン、（ドクター）・ウィリアム・エス; ムーア、ジェイムス・エル |
| 15 | Missile | JP24298892 | 1992-09-11 | JPH0694397A | 1994-04-05 | NAKANO SUSUMU; TSUBOUCHI KUNIYOSHI; YOSHIDA SHOHEI |
| PURPOSE:To obtain retractable wings which have small storage space at the time of non-operation, small pneumatic resistance and excellent flying performance by forming sections of the wings in a wedge shape and arranging wings which can be contained in a body of a missile in the missile having a body and the wings. CONSTITUTION:A missile comprises wings to be arranged in a body 5 and formed of multi-stage wings 1. In this case, each wing 1 has a wedge-shaped section, a plurality of divided wings divided into a plurality in a direction parallel with the section of the wing in such a manner that the sectional area of each wing is gradually decreased from a base end of a body side toward an end of the wing. Each divided wing is designed to be formed in a hollow structure in such a manner that the adjacent wings can be contained. Further, a containing case 2 is arranged between the body 5 and a nozzle 6 for generating propulsion force. The wing 1 is connected to the case 2 via a spring 3 to energize the wing 1 containing the divided wings thereby to contain them in the case 2. | ||||||
| 16 | Wing developing mechanism for missile | JP9971890 | 1990-04-16 | JPH04199A | 1992-01-06 | TSUBOTA YOSHIHIRO; FUKUDA HIDEO; HANAWA YUJI; NISHIMURA ICHIJI |
| PURPOSE: To alleviate pneumatic resistance of the body of a missile, to elongate a flying distance of a missile and to improve a guiding control capacity by providing a compressed air cylinder in a missile body and bags under wings, feeding the air of the cylinder to the bags if the wings are developed, and blocking a hole for developing the wings upon expansion of the bags. CONSTITUTION: The wings 2 of a missile of a state held or inserted into a cylindrical launcher is housed 2 in the body 1, a cock 6 is closed, air is not fed from a compressed air cylinder 4 to a tube 8, and a bag 7 is contained under the wing 2 in a folded state of small size. When the missile is shot by the launcher, the wing 2 is rotated at a rotary shaft 5 as a center by the tension of a spring mounted on the shaft 5 to be developed from a hole 3 out of the body 1. When the shaft is rotated, the cock 6 is simultaneously opened, and the air of the cylinder 4 is poured to the bag 7 through the tube 8. The bag is expanded to be buried in the hole 3, the surface of the body becomes near flat to prevent vortex from generating in the stream of the missile, thereby reducing pneumatic resistance. COPYRIGHT: (C)1992,JPO&Japio | ||||||
| 17 | JPH0214595U - | JP9252588 | 1988-07-14 | JPH0214595U | 1990-01-30 | |
| 18 | Wing stretching apparatus | JP17390579 | 1979-12-28 | JPS5592900A | 1980-07-14 | KIISU DONARUDO TOMUSON |
| 19 | Anteikasaretahatsushatai | JP1076376 | 1976-02-02 | JPS51102400A | 1976-09-09 | MORUDEKI DORORI |
| 20 | It protrudes, and rotating shells provided with a canard drawn | JP2013535520 | 2011-06-17 | JP2014506986A | 2014-03-20 | マルセロ エドガルド マルティネス |
| 砲弾本体、前部、後部、長軸を備えた緩い回転の砲弾。 砲弾の前部にある二つ以上の先尾翼が、砲弾の回転数に対応した設定周波数および／または設定回数で、砲弾本体から突出し、また、砲弾本体に引き込まれる。 本体後部の二つ以上の尾翼は、長軸に平行あるいはある角度で固定され、アクチュエーターは先尾翼を突出させ、引き込む。 横方向の動きを十分修正するために、砲弾の回転に応じた速度にて、先尾翼を突出させ、引き込むことができる。 ＧＰＳまたはＩＮＳ誘導システムは、先尾翼を突出させ、引き込むアクチュエーターを作動させる。
【選択図】 図１ |
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