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公开(公告)号：CN118025486A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410193446.4
申请日：2024-02-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种飞行器油箱及飞行器，涉及飞行器技术领域。其包括：油箱壳、吊耳、夹板组件和热防护组件；油箱壳，其上开设有第一光孔。夹板组件，其贴设于油箱壳内侧面；吊耳，其位于油箱壳外侧面，吊耳通过第一光孔与夹板组件可拆卸地相连，以固定油箱壳外侧面。热防护组件，其贴设于油箱壳外侧面，热防护组件包裹于吊耳外侧面。本申请通过以碳纤维复合材料油箱壳体作为承载基体，采用三明治的夹持结构，将夹板与吊耳法兰夹持在壳体内外两侧，实现了吊耳的安装，并满足承载的要求；在吊耳的前端设计防热挡块，避免了气动热对吊耳的直接加热，同时采用防隔热盖板覆盖在吊耳的安装结构外侧，达到了吊耳热防护的目的。
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公开(公告)号：CN113665850A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110898917.8
申请日：2021-08-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及飞行器舵轴防热设计技术领域，特别涉及一种舵轴的相变式防热结构及飞行器，所述舵轴的相变式防热结构包括舵轴本体，所述舵轴本体上开设有连接通道；相变储能环，所述相变储能环部分设于所述连接通道内，且与所述连接通道的内壁贴合，所述相变储能环内装填有相变材料。本申请具有兼顾舵轴本体承载能力的同时降低舵轴本体温度的优点。
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公开(公告)号：CN109572988B
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN201811652755.4
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种变形飞行器舱段结构，包括：多个框体平行且间隔设置，框体包括至少四条棱边，框体为由棱边依次首尾相连构成的多边形结构，相邻两条棱边转动连接；多个连杆，相邻两个框体通过多个连杆连接，连杆的两端分别设置于相邻两个框体的顶点位置处，各连杆间隔且平行设置；线性驱动装置，其包括驱动器，驱动器具有一伸缩驱动轴，驱动器和伸缩驱动轴均设置于连杆上，并连接框体的任意一条对角线，涉及飞行器结构领域。本发明结构简单，框体的多边形结构发生形变，整体呈现一种更扁平或更凸起的状态，表现出不同的气动特性，通过控制线性驱动装置的伸缩，即可使该舱段结构随飞行轨迹气动特性的需要而作出变形，可靠性高，空间利用率高。
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公开(公告)号：CN114777576A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210370033.X
申请日：2022-04-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种整流罩装置及旋转侧抛方法，涉及飞行器抛罩分离技术领域，整流罩装置包含整流罩本体和转动叉，整流罩本体包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面，飞行器舱体的外表面设置若干爆炸分离螺栓，整流罩的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓；转动叉的前端固定于整流罩本体的后端，转动叉的后端可转动连接飞行器舱体外表面；当爆炸分离螺栓分离且整流罩本体在气动分离作用面的作用下绕转动叉后端旋转至设定角度时，整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离。本申请的整流罩装置及旋转侧抛方法无须加装动力装置，巧妙利用空气流动的气动力，实现了整流罩分离，装置简单，设备成本低。
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公开(公告)号：CN109572988A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811652755.4
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种变形飞行器舱段结构，包括：多个框体平行且间隔设置，框体包括至少四条棱边，框体为由棱边依次首尾相连构成的多边形结构，相邻两条棱边转动连接；多个连杆，相邻两个框体通过多个连杆连接，连杆的两端分别设置于相邻两个框体的顶点位置处，各连杆间隔且平行设置；线性驱动装置，其包括驱动器，驱动器具有一伸缩驱动轴，驱动器和伸缩驱动轴均设置于连杆上，并连接框体的任意一条对角线，涉及飞行器结构领域。本发明结构简单，框体的多边形结构发生形变，整体呈现一种更扁平或更凸起的状态，表现出不同的气动特性，通过控制线性驱动装置的伸缩，即可使该舱段结构随飞行轨迹气动特性的需要而作出变形，可靠性高，空间利用率高。
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Patent Agency Ranking
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：CN104270120B
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201410452874.0
申请日：2014-09-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: H03H21/00
Abstract: 本发明公开了一种利用双惯组进行弹性振荡抑制的方法和系统，方法包括以下步骤：S1、双惯组分别采集运载器角速率信息；S2、根据获取的运载器角速率信息获取线性加权系数K；S3、根据运载器角速率信息，进行加权系数K的线性叠加，从而获取阻断了弹性振荡后的真实弹体角速率。本发明还提供了实现上述方法的系统。本发明方法和系统利用双惯组采集的不同信息，自动选取加权系数进行线性叠加，从而输出只有微弱弹性信息的惯组数据，进而阻断了弹性振荡对姿态控制系统的不利影响。本发明方法和系统具有算法简单，易于工程实现的优点。
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公开(公告)号：CN115871917A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211670653.1
申请日：2022-12-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法，其包括获取飞行器的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；基于长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段的初始长度和初始截面尺寸；根据飞行器的尾部舱段内部空间的内部机构，在初始伸缩段上设置与内部机构对应的避让空间，得到初始伸缩段的截面形状，并结合初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；基于初始参数，对初始伸缩段的气动性能进行验证分析，获得满足要求的伸缩段。为提升稳定性，伸缩段从飞行器尾部往外伸出，飞行器压力中心及气动焦点后移；为提升操纵性，伸缩段从飞行器尾部往内收缩，飞行器压力中心及气动焦点前移，以解决变质心处理压心变化的方式所带来的问题。
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公开(公告)号：CN114701639A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210394990.6
申请日：2022-04-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及高超声速飞行器的头罩及热防护技术领域，具体涉及一种飞行器天线罩连接结构，该飞行器天线罩连接结构，包括：天线罩、螺母和与螺母对应的隔热螺钉，其中，天线罩包括用于与后部舱段连接的连接端，所述连接端的内壁周向间隔设有至少三个螺母孔，所述连接端内还设有与所述螺母孔连通的螺栓孔；与各个所述螺母孔对应的螺母设在所述螺母孔内；与所述螺母对应的隔热螺钉用于穿过所述后部舱段上的连接孔和所述连接端上的螺栓孔与所述螺母连接，以将所述后部舱段和连接端连接。本申请能够解决现有技术中采用粘接剂类型或通过改良粘接剂提高其使用温度，但是依然有脱落风险的问题。
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公开(公告)号：CN113752645A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110909337.4
申请日：2021-08-09
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B32B15/00 , B32B15/04 , B32B5/18 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B33/00 , B32B5/06 , B32B3/08 , B32B7/09 , F42B15/00
Abstract: 本申请涉及防高温热辐射设计技术领域，特别涉及一种轻质化防高温热辐射结构及防护层，所述轻质化防高温热辐射结构包括：支撑层，其包括骨架层，所述骨架层内部中空设置；反射层，其连接于所述支撑层的内侧面；涂层，其设于所述支撑层的外侧面。本申请具有可承受超过1000℃高温热源的近距离热辐射，且其重量较轻，刚度较好的优点。
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