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公开(公告)号：CN107121015B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201710461448.7
申请日：2017-06-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种快速弹上弹道在线规划方法，对于再入式机动弹头，机动段采用射面内的长距离滑翔式弹道，包括如下步骤：确定机动段弹道的攻角、侧滑角变化模式；确定机动段弹道的对机动距离、落速均有重大影响的调节参数；调节参数插值数表制备；使用上一步骤制备的调节参数插值数表在线规划机动弹道。本发明的方法使弹上计算机性能较低的导弹也能具备弹上在线规划的能力。预先制备调节参数插值数表，通过对调节参数插值数表进行插值得到弹道在线规划调节参数，再进行弹道在线规划，计算量小，无需迭代计算，仅通过单次计算就能生成满足落速、落角要求以及落点精度要求的机动弹道。该方法适用于无侧向机动、能够长距离滑行的再入式机动弹头。
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公开(公告)号：CN104165553B
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201410442580.X
申请日：2014-09-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种用于折叠翼的锁紧解锁机构，其结构为：作动筒的内部轴向安放有内推杆，内推杆的右端套接堵头，内推杆的左端端面接触外推杆；内推杆外部与作动筒内壁之间套放有压缩弹簧；作动筒的右端外筒壁对称开有用于内置滚珠的两通孔，外翼在与两通孔对应位置处开有两弧形凹槽；推动推杆右移时，堵头从作动筒的通孔处移开，滚珠在内外翼扭矩作用下被挤入通孔并进入作动筒内腔，此时作动筒形成光滑的转轴；松开推杆，在压缩弹簧作用下内推杆带动堵头左移，堵头移动到通孔处，将滚珠顶出通孔，此时外翼弧形凹槽与作动筒通孔处于同轴，滚珠被顶入凹槽，作动筒形成带凸起的转轴。应用本发明降低了解锁力，延长了使用寿命，使用方便，占用空间小。
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公开(公告)号：CN116233627A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310009133.4
申请日：2023-01-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: H04N25/21 , H04N25/53 , H04N25/615
Abstract: 本申请涉及一种红外图像自适应调整方法、装置、设备及可读存储介质，涉及航天飞行器总体设计技术领域，包括在预设积分时长内，通过包裹有光学屏蔽膜的探测器接收红外辐射能量，以滤除预设特定波段对应的能量，得到场景能量值；判断场景能量值是否大于能量阈值；若是，则进行积分时间切档处理，以第一积分时长执行在预设积分时长内通过包裹有光学屏蔽膜的探测器接收红外辐射能量的步骤，第一积分时长小于预设积分时长；若否，则基于场景能量值进行信号处理，输出数字图像数据。本申请通过包裹有光学屏蔽膜的探测器来屏蔽特定波段能量值，提升图像质量的同时，根据能量值自适应切换积分时间档位，以保证成像不饱和，进而可有效获取目标图像数据。
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公开(公告)号：CN112009669B
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202010810606.7
申请日：2020-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C9/32
Abstract: 本申请涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，涉及航空航天技术领域，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。本申请无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。
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公开(公告)号：CN112906129A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110126141.8
申请日：2021-01-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种火箭模态参数测量方法及系统，涉及火箭测试技术领域，包括：步骤S1，选取火箭的任一舱段连接面，根据火箭飞行过程中N个特征时刻承受的载荷大小，计算该舱段连接面承受的N个弯矩大小；步骤S2，根据该舱段连接面承受的N个弯矩大小，确定该舱段连接面对应的N组火箭模态测试水平悬吊参数，所述火箭模态测试水平悬吊参数包括吊点数量、吊点位置及其吊点拉力；步骤S3，根据该舱段连接面的N组火箭模态测试水平悬吊参数水平悬吊火箭N次，测量该舱段连接面在N次水平悬吊状态下的火箭模态参数。本发明的火箭在模态参数测量时，选定舱段对接面承受的弯矩载荷接近火箭实际飞行的弯矩载荷，使得火箭模态参数测量精度高，测量成本低。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107121015A
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201710461448.7
申请日：2017-06-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/22
CPC classification number: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种快速弹上弹道在线规划方法，对于再入式机动弹头，机动段采用射面内的长距离滑翔式弹道，包括如下步骤：确定机动段弹道的攻角、侧滑角变化模式；确定机动段弹道的对机动距离、落速均有重大影响的调节参数；调节参数插值数表制备；使用上一步骤制备的调节参数插值数表在线规划机动弹道。本发明的方法使弹上计算机性能较低的导弹也能具备弹上在线规划的能力。预先制备调节参数插值数表，通过对调节参数插值数表进行插值得到弹道在线规划调节参数，再进行弹道在线规划，计算量小，无需迭代计算，仅通过单次计算就能生成满足落速、落角要求以及落点精度要求的机动弹道。该方法适用于无侧向机动、能够长距离滑行的再入式机动弹头。
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公开(公告)号：CN106568355A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610939916.2
申请日：2016-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛靖 , 曾庆伟 , 孙利华 , 毛金娣 , 李书敏 , 邓潺 , 舒孟炯 , 崔跃军 , 桂永丰 , 郭江涛 , 林雪峰 , 涂正光 , 杨欣 , 周铮 , 李广磊 , 孟斌 , 刘利宏 , 陈科文
IPC: F42B15/01
CPC classification number: F42B15/01
Abstract: 本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。
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公开(公告)号：CN104596360A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201510013173.1
申请日：2015-01-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种折叠翼解锁撤收机构，包括转轴头、传动杆、前转轴、后转轴、前支撑架、后支撑架、前钢丝绳、后钢丝绳；传动杆的一端连接转轴头，传动杆的中间部分前、后分别套接有前转轴和后转轴，转轴头的转动通过传动杆带动前转轴和后转轴同步转动；前支撑架套装于前转轴外部且固定于外翼前接头上，后支撑架套装于后转轴外部且固定于外翼后接头上；前钢丝绳的一端连接前转轴，另一端竖直连接前弹簧销的顶部；后钢丝绳的一端连接后转轴，另一端竖直连接后弹簧销的顶部；第一转轴和第二转轴同步转动时，其各自连接的前、后钢丝绳绕轴缠绕，同时拉动前、后弹簧销竖直上升，从而实现内、外翼间的拔销解锁，其结构简单，操作方便，可维护性强。
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公开(公告)号：CN112009669A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010810606.7
申请日：2020-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C9/32
Abstract: 本申请涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，涉及航空航天技术领域，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。本申请无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。
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公开(公告)号：CN106568355B
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201610939916.2
申请日：2016-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛靖 , 曾庆伟 , 孙利华 , 毛金娣 , 李书敏 , 邓潺 , 舒孟炯 , 崔跃军 , 桂永丰 , 郭江涛 , 林雪峰 , 涂正光 , 杨欣 , 周铮 , 李广磊 , 孟斌 , 刘利宏 , 陈科文
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。
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