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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：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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公开(公告)号：CN117933124A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410020965.0
申请日：2024-01-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 明承东 , 涂正光 , 刘利宏 , 曾长 , 李广磊 , 袁蒙 , 孙鹏飞 , 廖家震 , 李安德 , 单华伟 , 宋毫 , 陈科文 , 钱勤建 , 张凯 , 毛靖 , 石磊 , 蔡淏屹 , 胡慕秋 , 李雪梅 , 解正耀 , 肖爽
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种基于打舵增阻的超声速飞行器头体分离方法及系统，涉及气动布局设计技术领域，包括根据超声速飞行器的弹道飞行参数，获得分离参数；获得符合设计要求的一组增阻舵偏状态作为基准增阻舵偏状态；将控制舵偏状态和所述基准增阻舵偏状态叠加获得实际耦合舵偏状态，在CFD仿真模型中输入分离参数和实际耦合舵偏状态，获得实际耦合舵偏状态下分离体的轴向分离力和头体的轴向分离力，计算头体的加速度和分离体的加速度；计算分离体加速度和头体加速度的比值，若大于预设的阈值，根据该组基准增阻舵偏状态实现飞行器头体分离。本申请通过在控制舵偏状态的基础上叠加基准增阻舵偏状态的方式，使得飞行器头体与分离体安全分离。
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公开(公告)号：CN110966897A
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201911310687.8
申请日：2019-12-18
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弹的尾翼及其设计方法，涉及航天设备技术领域，该装置包括翼片，所述翼片为四边形，所述翼片包括位于其中一组对边上的梢弦和根弦以及位于另外一组对边上的前缘和后缘，所述梢弦的长度D1与所述翼片的根弦的长度D2之间满足D1≥1.2D2，且所述根弦位于所述梢弦的竖直投影面内，所述梢弦相对所述根弦倾斜设置，且所述梢弦靠近所述前缘的第一后掠角为60°～85°，所述前缘靠近所述根弦的第一前掠角 大于所述后缘靠近所述根弦的第二后掠角 本发明提供的火箭弹的尾翼及其设计方法，在不影响火箭弹其他参数的情况下通过减小尾翼的面积从而有效的提高了火箭弹的稳定性。
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公开(公告)号：CN109606624A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811639979.1
申请日：2018-12-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C3/00
Abstract: 本发明公开了一种高升力特性栅格翼，包括：框体，框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面，后缘面竖直设置，后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定；多个栅格，栅格设置于框体内部且用于连接前缘面和后缘面，栅格的两端分别与前缘面和后缘面平齐，涉及气动布局设计技术领域。本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，由于前缘存在后掠，正激波变为斜激波，可以有效减阻。
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Patent Agency Ranking
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：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：CN111504591A
公开(公告)日：2020-08-07
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设备及方法。该试验设备包括：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：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：CN115962949A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211313688.X
申请日：2022-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种固体发动机内、外加热试验方法，其包括以下步骤：采用石英灯在发动机壳体试验件的内、外两侧加热，模拟发动机壳体的内部热源条件Qn和外部热源条件Qw；测量在所述石英灯加热下所述发动机壳体试验件的温度形成模拟温度历程曲线T，并根据所述模拟温度历程曲线T为所述发动机壳体的设计提供温度边界条件。通过石英灯加热模拟内、外发动机壳体加热的历程，最终获得飞行过程中气动加热和发动机内热共同作用下的壳体温度历程，为发动机的壳体设计提供温度边界条件，提高了设计质量，减轻了发热重量，飞行器的总体性能提升，射程拓展。
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