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公开(公告)号：CN107391595A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710518331.8
申请日：2017-06-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器气动热防护试验数据可视化系统，系统包括数据录入和数据查询两大部分，数据录入中提供材料库、动态热试验、静态热试验、飞行试验、热环境测量试验、热-力/振试验等的数据资料录入功能，数据查询中提供以型号项目、试验地点、试验人员、试验类型、试验产品类型、考核材料类型等作为关键词的搜索功能，可以查看录入的各种类型数据，带有数据对比分析功能，结果可视化。
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公开(公告)号：CN115435910A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211057362.5
申请日：2022-08-31
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防热层的温度测量装置及厚度设计方法，涉及飞行器测试技术领域，所述温度测量装置包含测量组件，所述测量组件穿透承力壳体和防热层，且测量组件外端面平齐于防热层的外表面；所述测量组件内部设置若干用于测量温度的热电偶丝，所述热电偶丝平行于测量组件外端面，且各个热电偶丝距离测量组件外端面的尺寸不同；所述测量组件的材质与防热层的材质相同。本申请的温度测量装置及厚度设计方法，不仅适用于高热流情形，还能避免发生冷点效应。
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公开(公告)号：CN111504591B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202010318141.3
申请日：2020-04-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及导弹热防护技术领域，具体公开了一种导弹热防护结构热试验方法及系统。该试验系统包括：固定设置的辐射加热器，所述辐射加热器罩设在导弹热防护结构的背风面上，用于对所述背风面加热；还包括电弧风洞装置，其设于导弹热防护结构的迎风面侧，所述电弧风洞装置的喷口与所述导弹热防护结构的迎风面平齐并对所述迎风面进行动态烧蚀。能够解决现有技术中的试验设备不能对导弹热防护结构进行大段试验的问题。
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公开(公告)号：CN109632875B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201811638894.1
申请日：2018-12-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种模拟抛罩气动加热光学头罩的热性能试验系统，涉及光学头罩热性能试验方法技术领域。本发明的系统包括：光学头罩固定装置，用于固定光学头罩；加热装置，用于给光学头罩加热；隔热装置，设置于光学头罩与加热装置之间，呈打开和关闭两种状态，隔热装置打开状态时，使光学头罩受加热装置的热源加热；隔热装置关闭状态时，使光学头罩与加热装置的热源隔热；伺服驱动装置，用于驱动隔热装置呈打开和关闭两种状态；控制装置，用于控制加热装置开始加热和通过伺服驱动装置控制隔热装置呈打开和关闭；测试装置，用于采集光学头罩的测试数据。本发明还公开了一种采用模拟抛罩气动加热光学头罩的热性能试验系统的热性能试验方法。
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公开(公告)号：CN107391595B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201710518331.8
申请日：2017-06-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F16/22 , G06F16/242 , G06F16/248 , G06F30/15 , B64F5/60
Abstract: 本发明提供了一种飞行器气动热防护试验数据可视化系统，系统包括数据录入和数据查询两大部分，数据录入中提供材料库、动态热试验、静态热试验、飞行试验、热环境测量试验、热‑力/振试验等的数据资料录入功能，数据查询中提供以型号项目、试验地点、试验人员、试验类型、试验产品类型、考核材料类型等作为关键词的搜索功能，可以查看录入的各种类型数据，带有数据对比分析功能，结果可视化。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111114759A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911338381.3
申请日：2019-12-23
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气动热防护系统，涉及超高速飞行器领域。包括飞行器主体、第一输送组件、第二输送组件和驱动组件，第一输送组件包括低压输送件和贮存件，低压输送件用于将贮存件内的冷却介质加压后朝下游输送，第二输送组件包括第一加压件和第二加压件，第一加压件用于对加压后的冷却介质进一步加压后输送至飞行器主体，冷却介质用于吸收飞行器主体外壁的热量并在吸收后气化，第二加压件用于将一部分气化后的冷却介质用来驱动第一加压件，驱动组件用于将另一部分气化后的冷却介质的内能转化为动能以产生推力。本发明提供的飞行器气动热防护系统，可以满足长时间面临气动热环境的气动热防护需求，同时为飞行器提供正推力或姿态控制动力。
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公开(公告)号：CN104764401B
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201510107163.4
申请日：2015-03-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供一种发动机柔性喷管摆角及摆心测试方法，方法包括：建立特定坐标系，在轴向或侧向方向安装高速摄像机；在喷管内侧或外侧特定位置布置特征标识；标定相机像素尺寸，高速摄像机采集喷管摆动过程中的连续图像数据；逐帧提取特征点像素坐标并转换的到特征位移量；进行喷管摆动角度或摆心的计算。本发明通过采用高速摄像机进行图像采集，可快速布置，实施方便，布置不受空间限制；且由于为非接触测量方式，避免了传统接触式测量中传感器响应速度的限制，响应速度快；通过在喷管内侧或外侧布置特征标识，采用平面换算的方式分解到不同平面内进行解算，无需建立复杂的三维模型，测量精度高，计算方法简便。
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公开(公告)号：CN104879341B
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201510232527.1
申请日：2015-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种长度可调的液压伺服作动器，包括作动缸筒、作动活塞杆、电液伺服阀、位移传感器、防转座和单耳力传感器组件，所述作动活塞杆和电液伺服阀均安装在作动缸筒上，其中防转座可转动安装在作动活塞杆露出作动缸筒的一端；位移传感器包括固定件和移动件；单耳力传感器组件包括传感器连接杆和固定套接在传感器连接杆上的拉压力传感器。本伺服作动器在安装时，拧动传感器连接杆可以调节伺服作动器的总长度，可以使伺服作动器更好地适应喷嘴和喷嘴法兰之间的空间长度，而且伺服作动器长度的调整不会影响作动活塞杆的行程。
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公开(公告)号：CN118439185A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410542073.7
申请日：2024-04-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种电弧烧蚀模拟试验件，其包括：承力结构；防热组件，所述防热组件固定于所述承力结构的一侧，所述防热组件开设有通槽，所述通槽沿所述防热组件的延伸方向贯穿所述防热组件的相对两侧；压板，所述压板固定于所述通槽，且所述压板的一侧贴合于所述承力结构。通过设置承力结构与防热组件，以及在防热组件中开设的通槽，并在通槽中固定压板，可以共同模拟全程高超飞行器的舱段对接处的缝隙，将试验件用于动态热电弧风洞的考核试验中，可以有效降低考核成本，解决了相关技术中即使采用全程高超飞行器的局部结构验证飞行器热防护系统局部热防护结构系统的可靠性，其考核成本也较大的问题。
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公开(公告)号：CN118358745A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410596464.7
申请日：2024-05-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本申请涉及一种舱体热防护结构及飞行器，其相同的第二部分和第一部分连接形成防隔热层；第二部分从下至上依次包括迎风部、过渡部和背风部；在迎风部至背风部的延伸轨迹方向上，迎风部任意两处位置的厚度相等，背风部的任意两处位置的厚度相等，且小于迎风部的厚度；过渡部的厚度自与迎风部的连接处向与背风部的连接处逐渐减小；以上根据舱体迎风区域热环境恶劣、背风区域的热环境相对良好的特点，将迎风区域设计为大厚度防隔热层、背风区域设计为小厚度防隔热层，达到防隔热后内壁温度相当的效果，减小整体质量，防隔热层为整体注塑固化制成，减小气动剥离对整体结构的影响，防隔热层内外层精细化的梯度密度设计解决了热匹配不协调的问题。
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