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公开(公告)号：CN110594042A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910741571.3
申请日：2019-08-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种大型固体火箭发动机的原位试车系统，应用于大型的固体火箭发动机的试车中，包括：与固体火箭发动机固连的试车动架；固定设置的起竖装置，与试车动架枢连来带动试车动架旋转，以使固体火箭发动机在竖直状态和水平状态之间转换；可移动的装药装置，用于向竖直状态的固体火箭发动机装药；可移动的水平操作工房，用于在固体火箭发动机装药后，靠近水平状态的固体火箭发动机直至覆盖固体火箭发动机，以向水平的固体火箭发动机提供地面试车环境；地面试车装置，用于对固体火箭发动机进行地面试车。本发明中固体火箭发动机在原位进行装药和地面试车，无需对固体火箭发动机进行转运，将大型的固体火箭发动机的转运难度进行了转移。
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公开(公告)号：CN106197172B
公开(公告)日：2018-03-09
申请号：CN201610817188.8
申请日：2016-09-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明提供一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，包括：1个舵轴，1个栅格舵，2个定位转轴，2个锁定销、2个压缩弹簧、2个锁止螺母。栅格舵与舵轴上有相互配合的凸台及孔，其中栅格舵的凸台上有两类限位面，一类限位面用于栅格舵折叠到位时的限位，另一类限位面用于栅格舵相对于舵轴在左右方向的限位，所述配合孔分为两类孔一类用于安装定位转轴，另一类(舵轴上)用于安装锁定销及压缩弹簧。定位转轴一方面用于栅格舵与舵轴竖直方向的限位，另一方面承受栅格舵各种工况下受到的载荷，舵轴与栅格舵通过定位转轴连接，实现折叠、展开功能。
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公开(公告)号：CN107298186A
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201710461097.X
申请日：2017-06-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于激光载荷的同轨面卫星自主相对位置保持方法，采用导航星座实现星上自主定轨或通过地面站测控定轨，获取卫星位置初始基准，采用星间激光测距通信一体载荷结合转台指向信息实现空间两星之间的相对位置的确定与系统间的时间统一，利用星座各星当前位置进行目标星座的解算，将现有位置信息与目标位置信息对比，确定各星相对位置保持需求，并解算各星外包络及姿态形变要求，通过太阳翼位置调整与变形、调整摄动影响，改变卫星轨道变化速率，从而实现同轨面多星的相对位置保持，确保星座中各星在轨道受摄动影响后可以一相对较好的构型运行，以减低轨道衰减影响。
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公开(公告)号：CN106428645A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610754292.7
申请日：2016-08-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
CPC classification number: B64G1/645
Abstract: 一种星箭分离系统，包括：卫星推离装置，卫星推离装置上设有刚性转接件；套筒，其轴线沿卫星推离方向设置，套筒一端正对刚性转接件；第一步进电机、第二步进电机，规格相同，关于套筒轴线对称设置；第一柔性齿条、第二柔性齿条，规格相同，第一、第二柔性齿条的首端啮合且穿过套筒并与刚性转接件固定连接，套筒用于保证第一、第二柔性齿条啮合，第一、第二柔性齿条的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条的中段与第一步进电机的输出轴齿啮合，第二柔性齿条的中段与第二步进电机的输出轴齿啮合。本发明可有效调节控制分离力大小和速度，大幅提升了分离控制精度及稳定度，并可重复多次使用，提高了资源利用率。
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公开(公告)号：CN104898680A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510220610.7
申请日：2015-05-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，包括步骤：S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连,N≥4；S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。相比于现有固体运载火箭的柔性摆动喷管控制方式，实施本发明方法可大幅降低伺服机构的成本和运载火箭的发射成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114519232B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202011310223.X
申请日：2020-11-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及航天工程技术领域，具体涉及一种箭体运动方程系数计算方法及系统，该方法包括：根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。能够解决现有技术中需对箭体的弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的处理，导致设计方法效率低、成本高、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN117489492A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311566949.3
申请日：2023-11-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机试车状态健康监测系统及方法，其中该系统包括：感知系统，其用于获取固体火箭发动机试车过程中的测量信息，所述测量信息包括：发动机试车过程中整体的推力、压强、温度、应变、位移、振动、噪声、温度场、喷出火焰的流速和结构完整性；数据传输系统，其用于接收所述感知系统传输的所述测量信息，并对所述测量信息进行光电转换处理；健康处理系统，其用于实时获取所述数据传输系统发送的转换后的测量信息，实时监测固体火箭发动机健康状态，以判断固体火箭发动机是否健康。本申请根据固体火箭发动机试车过程中的测量信息，实时评估发动机的健康状态，还能够评估发动机设计的安全裕度，助力发动机的改进优化。
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公开(公告)号：CN116398322A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310322171.5
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法，涉及飞行器发动机喷管技术领域，该喷管由内向外依次包括内烧蚀层、内隔热层、支承结构、外隔热层和外烧蚀层，内烧蚀层靠近喷管入口端的内壁设有喉衬，支承结构包括：复合材料铺层，其铺设于内隔热层和外隔热层之间，复合材料铺层设有向外凸出的限位安装座；金属嵌件，其套设于复合材料铺层，并抵接限位安装座靠近喷管入口端的一侧；外隔热层由喷管的入口端延伸至金属嵌件，并与金属嵌件抵接。本申请，不仅增加结构强度和刚度，减小结构变形，还可确保喷管与燃烧室的连接密封可靠，提高结构可靠性，以匹配飞行器发动机工作环境下喷管结构的压强载荷，实现在喷管恶劣环境下的应用。
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公开(公告)号：CN115560804A
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202211192371.5
申请日：2022-09-28
Applicant: 清华大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机结构完整性监测模拟演示验证系统及方法，该监测模拟演示验证系统由3D打印一体化的固体火箭发动机壳体、硅橡胶加热带、光纤光栅阵列、粘接带和载荷施加部分构成，硅橡胶加热带黏附在发动机壳体内部，12根三栅区光纤光栅阵列以30°为基准均匀植入于壳体表面，扯离带贴于铺设有传感器的壳体表面用于模拟界面脱粘情况。本发明通过温度可控的硅橡胶加热带、压力可控的充气泵、载荷大小和频率可控的敲击锤、扯离带扯离实验等方式，实现对固体火箭发动机出现的壳体损伤和缺陷、界面脱粘和点火试车过程中的温度应力等状态监测，为解决固体火箭发动机全生命周期健康状态监测难题提供可靠的模型和依据。
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公开(公告)号：CN115535311A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211328279.7
申请日：2022-10-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种多次分离的级间分离装置及其分离方法，涉及航天航空领域，一方面，该装置包括下面级、上面级、连接在下面级与上面级之间的级间段和分离防护件，级间段与上面级、下面级分别可拆卸连接，分离防护件位于级间空腔内并与上面级固定连接，当级间段部分与上面级分离时，分离防护件为分离提供限位和导向。另一方面，该分离方法包括以下步骤：当下面级工作结束后，控制系统发出一次分离指令，级间段后段与级间段中段分离；当下面级分离完成后，在发动机工作前或工作时，控制系统发出二次分离指令，级间段中段与级间段前段分离。通过分离防护件的限位和导向，使级间段中段分离时分离点更靠近上面级，最大限度降低航天器上的消极质量。
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