-
公开(公告)号：CN116101517A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310020413.5
申请日：2023-01-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种防热承载一体式空气舵热阻结构，属于空气舵技术领域，防热承载一体式空气舵热阻结构，包括舵骨架，舵骨架包括叉形槽、设置于叉形槽周侧的加强筋和设置于加强筋上的约束凸起，舵蒙皮，舵蒙皮覆盖在舵骨架的外侧，舵轴，舵轴包括与叉形槽配合连接的舵轴支座和设置于舵轴支座一侧的舵轴柱段，隔热套，隔热环设置于舵轴支座靠近舵轴柱段的一端，第一隔热板，第一隔热板包裹于舵轴支座的周侧，第二隔热板，第二隔热板设置于叉形槽的周侧；本申请可以第二隔热板设置于叉形槽的周侧，用于减小舵骨架的叉形槽自身的温度，阻断网格筋内部高温空气对舵骨架的叉形槽的热辐射，减少了舵骨架向舵轴的热传导，实现热阻目的。
-
公开(公告)号：CN113882951B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202111095155.4
申请日：2021-09-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种主动冷却进气道安装结构，其包括：机身，其包括机身本体和机身后部；进气道，其位于所述机身本体的一侧，所述进气道的后端与所述机身后部固定，所述进气道的侧边具有侧边法兰，所述侧边法兰上设有凸台，且所述凸台沿所述进气道的长度方向延伸，所述机身本体与所述侧边法兰接触处设有第一凹槽，所述凸台可插入所述第一凹槽内，且所述侧边法兰与所述机身本体贴合，所述第一凹槽的宽度大于所述凸台的宽度，因此，当进气道在高温下时，进气道受热可以沿第一凹槽的长度方向和宽度方向变形移动，进气道安装于机身时可以适应热变形匹配，凸台与第一凹槽紧密贴合后可以形成迷宫密封结构，保证进气道安装于机身的热密封可靠性。
-
公开(公告)号：CN115195989A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210912835.9
申请日：2022-07-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种飞行器用多功能口盖，涉及航天技术领域，包括主体部、多个吊点件和多个连接件，其中，主体部包括口盖部和环绕在所述口盖部四周的口盖周侧区域部，所述口盖部包括操作口盖和透波口盖，所述透波口盖嵌设于所述操作口盖内；多个吊点件分布于所述主体部四周；多个连接件分布于所述主体部四周，所述口盖部通过所述连接件与所述口盖周侧区域部连接。本申请提供的一种飞行器用多功能口盖，集操作、透波、起吊多个功能于一体，避免飞行器舱体结构上设置过多的开口导致飞行器整体结构刚度降低。
-
公开(公告)号：CN114148531A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111289298.9
申请日：2021-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种飞行器异形油箱结构，涉及飞行器零部件制造领域。本飞行器异形油箱结构包括箱体和柔性储油组件，箱体包括舱体单机段和与舱体单机段一体成型并分隔设置的舱体油箱段，柔性储油组件设于舱体油箱段内，柔性储油组件包括一呈环形的封闭腔，并形成一沿柔性储油组件长度方向设置的穿缆通孔，封闭腔用于存储燃油，穿缆通孔与舱体单机段和舱体油箱段的侧壁均连通，以形成用于电缆穿设的穿缆通道，柔性储油组件用于根据其与舱体油箱段之间的间隙的压力大小以控制封闭腔内燃油的流出。本申请提供的飞行器异形油箱结构解决了相关技术中异形油箱设计难度大，以及在铺设电缆时电缆与油箱均对彼此的相关性能产生影响的问题。
-
公开(公告)号：CN113978696A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111315339.7
申请日：2021-11-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本申请涉及一种航天器及其热阻式端头帽安装结构，其包括：端头帽，其内设有第一隔热件；后舱段；第二隔热件，其设于所述端头帽和后舱段之间，以形成热辐射阻隔层；第三隔热件，其设于所述端头帽和后舱段之间，以形成热传导阻隔层，所述热传导阻隔层覆盖所述热辐射阻隔层；连接件，其穿过所述第一隔热件和第三隔热件，并将所述端头帽和后舱段连接。形成的热辐射阻隔层避免热辐射，热传导阻隔层覆盖热辐射阻隔层，从而使端头帽和后舱段在连接时是间接接触的，在隔绝热传导的同时也进行热辐射的隔绝；第一隔热件将连接件和端头帽部分隔开，以减少连接件热量的传递，从而达到严酷热工作环境条件下的密封与热防护目标。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113882951A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111095155.4
申请日：2021-09-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种主动冷却进气道安装结构，其包括：机身，其包括机身本体和机身后部；进气道，其位于所述机身本体的一侧，所述进气道的后端与所述机身后部固定，所述进气道的侧边具有侧边法兰，所述侧边法兰上设有凸台，且所述凸台沿所述进气道的长度方向延伸，所述机身本体与所述侧边法兰接触处设有第一凹槽，所述凸台可插入所述第一凹槽内，且所述侧边法兰与所述机身本体贴合，所述第一凹槽的宽度大于所述凸台的宽度，因此，当进气道在高温下时，进气道受热可以沿第一凹槽的长度方向和宽度方向变形移动，进气道安装于机身时可以适应热变形匹配，凸台与第一凹槽紧密贴合后可以形成迷宫密封结构，保证进气道安装于机身的热密封可靠性。
-
公开(公告)号：CN109449591B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201811251143.4
申请日：2018-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种主被动雷达导引头天线罩及飞行器，涉及飞行器天线罩领域，包括：罩体；壳体，其固定在罩体内部，壳体包括间隔设置的前框和后框，前框和后框之间设有用于固定被动天线的舱段；隔热罩，其位于罩体内，并固定在前框上；以及隔热层，其贴合在罩体的内侧和壳体的外侧之间。本发明中的主被动雷达导引头天线罩能实现防热、透波以及天线阵与天线罩的共形安装、主动导引头的减振安装。
-
公开(公告)号：CN109449591A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811251143.4
申请日：2018-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种主被动雷达导引头天线罩及飞行器，涉及飞行器天线罩领域，包括：罩体；壳体，其固定在罩体内部，壳体包括间隔设置的前框和后框，前框和后框之间设有用于固定被动天线的舱段；隔热罩，其位于罩体内，并固定在前框上；以及隔热层，其贴合在罩体的内侧和壳体的外侧之间。本发明中的主被动雷达导引头天线罩能实现防热、透波以及天线阵与天线罩的共形安装、主动导引头的减振安装。
-
公开(公告)号：CN106564605B
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201610951439.1
申请日：2016-10-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法。该安装结构包括防护罩、以及固定安装在防护罩内腔中的发动机，防护罩的前部设置有端面安装框，发动机的头部设置有端面连接框，两者通过第一螺钉组件紧密贴合相连从而将发动机的头部固定在防护罩前部内腔中；防护罩后部设置有轴段支承框，发动机的尾部座落在轴段支承框上，轴段支承框的上方设置有紧固卡箍，从而将发动机的尾部紧箍在防护罩的后部内腔中。本发明还提供一种所述飞行器内置式发动机安装结构的移步装配方法。实践证明，该安装结构的结构简单、操作方便、可靠性高，其移步装配方法能够有效实现飞行器内置动式发动机在一般设施条件下的快速、精准、稳定装配。
-
公开(公告)号：CN106564605A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610951439.1
申请日：2016-10-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
CPC classification number: B64D27/26 , B64D2027/262
Abstract: 本发明公开了一种飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法。该安装结构包括防护罩、以及固定安装在防护罩内腔中的发动机，防护罩的前部设置有端面安装框，发动机的头部设置有端面连接框，两者通过第一螺钉组件紧密贴合相连从而将发动机的头部固定在防护罩前部内腔中；防护罩后部设置有轴段支承框，发动机的尾部座落在轴段支承框上，轴段支承框的上方设置有紧固卡箍，从而将发动机的尾部紧箍在防护罩的后部内腔中。本发明还提供一种所述飞行器内置式发动机安装结构的移步装配方法。实践证明，该安装结构的结构简单、操作方便、可靠性高，其移步装配方法能够有效实现飞行器内置动式发动机在一般设施条件下的快速、精准、稳定装配。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
48
records
(took 0.03 seconds)
