-
公开(公告)号：CN104925269B
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201510232948.4
申请日：2015-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置及方法，其中，系统包括试验工装组件、舱段组件以及舱内组件，所述试验工装组件包括加热膜片、所述加热膜片贴合在舱段组件外，所述加热膜片具有多个并根据舱段组件的外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆。检测方法包括准备检测平台步骤、涂覆内隔热层步、包覆加热膜片步骤、测量步骤。本发明系统和方法中，采用加热膜片加热，较好的模拟超高速飞行器的复杂舱段内的热环境，进而能检测其舱内热设计。
-
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。
-
公开(公告)号：CN110456810B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201910702368.5
申请日：2019-07-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法，涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。
-
公开(公告)号：CN110456810A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910702368.5
申请日：2019-07-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法，涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。
-
公开(公告)号：CN104833691A
公开(公告)日：2015-08-12
申请号：CN201510232469.2
申请日：2015-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01N25/00
Abstract: 本发明公开了一种优化舵轴热环境的试验方法，具体为：制备舵与舵轴交接部位的试验模拟件；在试验模拟件表面加装水冷挡板和底部安装试验底板，试验底板与试验模拟件下表面形成气流缝隙；在气流缝隙中放置垫片以模拟舵轴热密封堵盖凸台的高度，向气流缝隙入射与舵轴工作时相同的外部气流，采集参考测试点和目标测试点的热流和压力，记录目标测试点较采集参考测试点的热流和压力降低幅度最大时对应的垫片数量，进而换算得到舵轴最佳热密封堵盖凸台高度。本发明通过入射高温气流模拟舵轴局部热防护结构的飞行热环境，采用水冷挡板转移舵轴干扰保护空气舵模拟件外型面，采用垫片高度设计优化舵轴热环境。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119190316A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411324858.3
申请日：2024-09-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种解决航行体冲击载荷的多模式缓冲降载结构，涉及航行体保护装置领域，包括壳体组件，所述壳体组件包括金属外壳和金属内壳，所述金属内壳用于罩设在航行体本体外侧，所述金属外壳设置在所述金属内壳外侧；纵向缓冲件，所述纵向缓冲件包括缓冲垫层，所述缓冲垫层夹设在所述金属外壳和所述金属内壳之间；以及，横向缓冲组件，所述横向缓冲组件包括连接固定杆和缓冲拉伸件，所述连接固定杆的两端分别与所述缓冲垫层和所述缓冲拉伸件连接，所述缓冲拉伸件远离所述连接固定杆的一端与所述金属内壳远离所述缓冲垫层的一端连接。解决了现有技术中存在的航行体入水过程时受到冲击对航行体的外形结构以及内部紧密仪器造成破坏的技术问题。
-
公开(公告)号：CN106649902B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201510729472.5
申请日：2015-10-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种飞行器舱段固有振动特性快速评估及优化方法，需构建一个计算机辅助设计CAD和CAE集成子系统、数据库管理子系统和人机交互子系统的虚拟试验平台。构建虚拟试验平台的方法为：使用Delphi语言进行开发，直接利用现有大型商业软件(CAD软件CATIA、CAE软件ANSYS和数据库软件Microsoft Access)，并对开发的三个子系统进行集成得到。该虚拟试验平台可依据待评估舱段的特征参数和力学性能参数，快速、准确、有效地评估其固有振动特性和结构方案的可行性，并在此基础上加以优化设计，输出得到飞行器舱段的最优结构模型。本方法可提高工作效率，提升设计质量，缩短设计周期。
-
公开(公告)号：CN107525975A
公开(公告)日：2017-12-29
申请号：CN201710583215.4
申请日：2017-07-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种模拟气动加热环境下弹载天线电性能测试系统，包括：移动装置(导轨、滑轨和位于导轨上可沿导轨移动的箱车)、模拟气动加热系统(加热设备和加热控制系统)、信号发射系统(信号源、射频电缆、发射喇叭和信号控制系统)、信号接受系统(接受喇叭、射频电缆、频谱仪及接收数据处理分析系统)、弹载天线试验件(舱段模拟件、弹载天线)、测试工装，本发明可有效解决弹载天线的气动加热环境下的电性能测量难题，检验弹载天线热防护设计的可靠性。
-
公开(公告)号：CN106649902A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201510729472.5
申请日：2015-10-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种飞行器舱段固有振动特性快速评估及优化方法，需构建一个计算机辅助设计CAD和计算机辅助工程CAE集成子系统、数据库管理子系统和人机交互子系统的虚拟试验平台。构建虚拟试验平台的方法为：使用Delphi语言进行开发，直接利用现有大型商业软件(CAD软件CATIA、CAE软件ANSYS和数据库软件Microsoft Access)，并对开发的三个子系统(CAD与CAE集成子系统、数据库管理子系统和人机交互子系统)进行集成得到。该虚拟试验平台可依据待评估舱段的特征参数和力学性能参数，快速、准确、有效地评估其固有振动特性和结构方案的可行性，并在此基础上加以优化设计，输出得到飞行器舱段的最优结构模型。本方法可提高工作效率，提升设计质量，缩短设计周期。
-
公开(公告)号：CN119272485A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411235758.3
申请日：2024-09-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请涉及一种满足过载期望设计的轨迹快速规划方法，包括以下步骤：基于飞行器的气动参数，建立法向过载攻角基础数表和/或横向过载侧滑角基础数表的计算模型；建立飞行器轨迹规划模型，以期望过载作为设计值，通过所述法向过载攻角基础数表和/或横向过载侧滑角基础数表的计算模型计算对应攻角和/或侧滑角作为设计程序角，以得到满足期望过载设计值的轨迹。本申请提供一种满足过载期望设计的轨迹快速规划方法，将过载作为设计期望，能精细化的设计过载函数，规划的轨迹满足过载精细化要求；基于飞行器的气动参数，建立法向过载攻角基础数表和/或横向过载侧滑角基础数表的计算模型，无需反复迭代，有效提升计算速度。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
13
records
(took 0.023 seconds)
