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公开(公告)号：CN115130238A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210679840.X
申请日：2022-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , F42B10/38 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统，涉及制导火箭弹技术领域，该方法包括基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：若是，则以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；若否，则进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。本发明能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升。
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公开(公告)号：CN107416226B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201710193640.2
申请日：2017-03-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法，发射系统包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，发射筒、弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，与水下平台分离后，向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡。飞行器固定在发射筒内密封底板的一侧，密封底板的另一侧跟弹射器连接，前盖打开后弹射器产生推力推动飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动出发射筒。本发明的发射系统最大发射深度不小于200米，发射系统中飞行器本身不直接承受水压限制，飞行器设计条件要求低，可移植性强。
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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。
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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。
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公开(公告)号：CN119396174A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411484851.8
申请日：2024-10-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本申请涉及飞行器轨迹规划技术领域，具体涉及一种撑杆跳飞行方式及其飞行轨迹设计方法。撑杆跳飞行方式，其包括：发射飞行器，并使飞行器飞行经助推后在大气层中达到最大速度；对飞行器进行调整，以使飞行器进入在大气层中滑翔飞行；改变撑杆跳飞行方向以使得飞行器由滑翔状态转变为爬升状态，并使飞行器在惯性和重力作用下先达到最高点再下落至机动飞行高度；利用大气密度和空气动力驱使飞行器以预设落速和大落角从机动飞行高度机动飞行至目标点。本申请将弹道式飞行方式和大气层内机动飞行方式结合起来，既能满足飞行器对较大高度的特殊要求，也可以达到精度高、落角大、落速准的要求，可以较好地解决小射程大高度机动飞行的设计难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116105554A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310022427.0
申请日：2023-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请涉及一种末制导火箭弹，其包括：沿头部至尾部依次布置的头罩、导引头、控制舱、战斗部和火箭发动机，控制舱上设有脱落插座；还包括测试插座，测试插座通过CAN总线与控制舱信号连接；测试插座以控制舱的中心轴为对称轴与脱落插座对称设置。由于测试插座另外增设了传输节点，可以直接获得原始数据，并传输速度较高，从而使发射准备时间短，发射前可快速完成测试，可提高发射效率。另外，测试插座以控制舱的中心轴为对称轴与脱落插座对称设置，可消除不对称气动力矩，以使火箭弹飞行更加稳定；折叠鸭舵与折叠卷弧翼在发射前可折叠；在发射后展开并配合，保证火箭弹三自由度方向均形成比较好的控制力矩，利于飞行时的姿态稳定。
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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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公开(公告)号：CN107416226A
公开(公告)日：2017-12-01
申请号：CN201710193640.2
申请日：2017-03-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法，发射系统包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，发射筒、弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，与水下平台分离后，向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡。飞行器固定在发射筒内密封底板的一侧，密封底板的另一侧跟弹射器连接，前盖打开后弹射器产生推力推动飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动出发射筒。本发明的发射系统最大发射深度不小于200米，发射系统中飞行器本身不直接承受水压限制，飞行器设计条件要求低，可移植性强。
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公开(公告)号：CN117575137A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311521646.X
申请日：2023-11-13
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06Q10/063 , G06Q50/26
Abstract: 本发明公开了一种作战装备体系效能评估方法、装置、设备及存储介质，其中该方法包括步骤：基于生成的样本空间，构建体系作战效能评估指标模型，以确定组成体系中各个装备的任务；识别所述组成体系中各个装备任务之间的作战准备时间关系，并根据所述作战时间关系生成作战准备时间模型，其中所述作战准备时间为各个装备之间的联动顺序；将所述作战准备时间模型融入所述体系作战效能评估指标模型，得到联合作战装备体系效能评估模型；利用所述联合作战装备体系效能评估模型对作战装备体系进行效能评估。本申请能够提升体系作战效能评估的准确性。
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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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