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公开(公告)号：CN112510359B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202011310181.X
申请日：2020-11-20
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
摘要： 本发明涉及一种隐身天线罩，为弹头形，从外到内包括外层罩、内层罩、隐身罩三层罩体，外层罩采用透波防热材料，内层罩采用透波隔热材料，隐身罩具有带内透波、带外隐身功能；该隐身天线罩还包括连接环和支架，其中，连接环固定在外层罩内壁边缘，且抵接在内层罩端面，使内层罩外形面紧贴于外层罩内形面；支架可拆卸地连接在连接环内壁，且抵接在隐身罩端面，使隐身罩外形面紧贴于内层罩内形面。该隐身天线罩的三层罩体通过结构共形和匹配设计，达到防隔热、宽频透波、隐身一体化功能；三种罩体单独成型后通过结构固定的方式形成一个整体；隐身罩可自由拆装，且拆装后对天线罩透波功能影响小或无影响，实现了天线罩具备隐身能力选配的功能。
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公开(公告)号：CN110979750B
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN201911302236.X
申请日：2019-12-17
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明公开了一种带削弱槽塔式缓冲件的火工品缓冲装置，涉及星箭分离、弹(箭)级间分离等采用火工品分离手段的缓冲降冲击技术领域，包括外壳和缓冲部件，所述外壳呈筒状，且顶端和底端均开口，所述外壳内设有锁紧螺母，且所述锁紧螺母通过外壳顶端的开口向外壳外伸出，所述锁紧螺母的下端设有圆环；所述缓冲部件为套设于所述锁紧螺母上的削弱槽塔式缓冲件，且所述削弱槽塔式缓冲件的内壁厚度由上至下依次增大，所述削弱槽塔式缓冲件位于外壳顶端和所述圆环之间。本发明结构效率高、缓冲效果好，大幅度降低了分离螺栓冲击。
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公开(公告)号：CN103511772A
公开(公告)日：2014-01-15
申请号：CN201310475411.1
申请日：2013-10-12
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
CPC分类号： F16L27/125
摘要： 本发明提供一种可伸缩可旋转金属管接头，包括管接头组件及连接管组件，连接管组件包括活塞组件和与之配合的缸筒，缸筒的一端与活塞组件滑动密封配合，缸筒的另一端与管接头组件连接；活塞组件包括中空管状的活塞杆，活塞杆的一端为置于缸筒中的具有中心通孔的活塞头，活塞杆的另一端在缸筒外与管接头连接。所述的缸筒的前端是与活塞杆配合的前封头，前封头与缸筒交界处有排气孔，缸筒的后端是与管接头组件连接的内螺纹孔，内螺纹孔外侧有与管接头组件对应的环形端面，环形端面上开有V形环向槽。管接头组件包括连为一体的与缸筒连接的螺纹连接部分和与管路连接的标准管接头。活塞组件的活塞头包括两个环向凹槽和安装在环向凹槽上的两个密封圈。本发明结构简单、成本低廉、工作可靠。
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公开(公告)号：CN117068362A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310932976.1
申请日：2023-07-27
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
摘要： 本发明公开了一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器，涉及气动外形设计技术领域，该增升翼面设计方法包括以下步骤：S1：在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦。S2：在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦。S3：在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。解决了现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。
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公开(公告)号：CN109573115B
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN201811635782.0
申请日：2018-12-29
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明提供了一种整流罩开启装置，包括：舱体；罩体，其一侧与舱体转动连接。第一连接件，其包括第一状态和第二状态，当第一连接件处于第一状态时，第一连接件将舱体和罩体的另一侧连接，当第一连接件处于第二状态时，第一连接件分离，舱体和罩体的另一侧断开。弹簧作动器，其设于罩体内，当第一连接件处于第二状态时，弹簧作动器驱动罩体转动。能有效地解决了现有的整流罩开启或分离装置，在整流罩分离时相对运动距离长，需要导向，而且需要在整流罩上安装固体小火箭以提供分离力，导致结构复杂，易失败的问题。
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公开(公告)号：CN110304282B
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN201910569442.0
申请日：2019-06-27
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。
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公开(公告)号：CN110304282A
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201910569442.0
申请日：2019-06-27
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。
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公开(公告)号：CN114030589A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111215643.4
申请日：2021-10-19
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B64C9/00
摘要： 本申请涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轻质高效热阻空气舵。本申请提供的轻质高效热阻空气舵包括:舵轴，所述舵轴的内部为中空结构，所述舵轴采用钛合金、高温合金或合金钢制成；舵体，所述舵体与舵轴固定连接，所述舵体内设置防热层和舵芯，所述防热层由纤维增强树脂基复合材料、氧化锆陶瓷或氧化铝陶瓷构成，所述舵芯包括连接板和舵骨架，所述连接板连接在防热层和舵骨架之间，所述连接板为内部中空的工字型结构，所述舵骨架由多个骨架筋相互连接构成。本申请提供的空气舵具有质量轻、承载大、可靠性高、结构利用率高、隔热性能优异的特点。
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公开(公告)号：CN111037501B
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN201911301445.2
申请日：2019-12-17
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B25B27/00
摘要： 本发明公开了一种带有凸轮限位机构的弹簧分离装置，涉及航天运载器整流罩分离技术领域，包括弹力机构和凸轮限位机构，所述弹力机构包括弹簧套筒以及位于所述弹簧套筒内的分离弹簧和推杆，所述推杆位于分离弹簧的末端，所述分离弹簧的前端抵持于弹簧套筒的内顶面上，所述推杆包括抵持于分离弹簧末端的圆盘和固定于圆盘上并向弹簧套筒尾端外伸出的伸长部，且所述伸长部的侧壁上开设有U型孔；所述凸轮限位机构包括凸轮杆以及凸轮杆两端均设有的转动轴，且2个转动轴的轴线重合，且2个转动轴间的连线位于凸轮杆中轴线的一侧，所述凸轮杆穿设于伸长部上的U型孔中。本发明能够方便整流罩半罩的对接和拆卸，且整体结构简单。
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公开(公告)号：CN110901963B
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN201911301440.X
申请日：2019-12-17
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC分类号： B64G1/64
摘要： 本发明公开了一种旋转分离弹簧作动装置，涉及运载火箭整流罩分离领域，包括套筒和动作部件，所述套筒的下端开口，所述套筒的上方设有上铰链，且所述套筒的上端与所述上铰链间活动连接，所述套筒的下方设有下铰链；所述动作部件包括位于所述套筒内部的分离弹簧、滑块和推杆，所述分离弹簧的上端抵持于所述套筒的内顶面，下端抵持于所述滑块的上端面以带动滑块沿套筒轴向方向移动，所述推杆的上端抵持于所述滑块的下端面，下端通过套筒下端的开口向套筒外伸出，且伸出部分的下端与下铰链间活动连接。本发明整体结构简单、作动距离大，可以成组的布置在整流罩周向，且作动可靠、姿态扰动小。
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