-
公开(公告)号：CN118518363A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410569720.3
申请日：2024-05-09
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种发动机柔性喷管摆动幅度角及方向角测试装置和方法，涉及航天工程测试领域。该方法包括以下步骤：在柔性喷管尾部端面圆的圆周上选择至少两个测试点，并给每个测试点配置检测设备；驱使柔性喷管摆动，并利用检测设备检测测试点的位移，所述位移包括在喷管坐标系中的X方向位移、Y方向位移和Z方向位移；基于各个测试点的位移、端面圆圆心与喷管摆心距离，计算摆动幅度角及方向角。本发明所用的位移传感器相较于现有的测量设备，不易受光强、温度变化等因素的影响，因此本发明提供的测试方法能够适应于更广泛的应用场景。此外，通过选定多组测试点进行同步测试，还可进一步提高该测试方法的可靠性和测试精度。
-
公开(公告)号：CN114837850B
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202210493862.7
申请日：2022-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种推力连续可调和压强稳定的固体矢量推力装置，包括：姿控推力机构，其包括两组燃发器，以及将两组燃发器组成环形结构的两条燃气管路，在两条燃气管路上各设有三组拉法尔喷管，拉法尔喷管的入口设有第二圆弧面，两条燃气管路上拉法尔喷管的出口方向共同组成“卄”形结构；姿控调节阀门，其包括与拉法尔喷管的入口连接的阀门本体，阀门本体设有连通燃气管路的进气管路，拉法尔喷管的入口与进气管路相通，阀门本体内设有阀杆，阀杆靠近拉法尔喷管入口的一端设有第一圆弧面，当阀杆向靠近拉法尔喷管的入口的方向移动时，第一圆弧面与第二圆弧面之间的间隙逐渐减小，实现燃气推力0‑100％的线性可调，并保持系统压强稳定。
-
公开(公告)号：CN114852377A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210493878.8
申请日：2022-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请涉及一种固体矢量推力器多余配额控制方法及装置。所述固体矢量推力器包括多个推力器阀门，所述多个推力器阀门的输入端共用燃发器通道，所述多个推力器阀门的输出推力用于实现飞行器姿控，所述控制方法包括步骤：根据俯仰、偏航及滚转通道所需推力分配各通道对应推力器阀门的阀门开度，并使工作时所述多个推力器阀门的阀门开度之和为定值；引入多余配额调整每个通道的等效喉径，以保证至少一个通道对应的推力器阀门的阀门开度满足所需推力；根据所述阀门开度控制对应推力器阀门的输出推力。在保证系统压强稳定的同时实现指定通道推力按要求输出，提高系统控制精度。
-
公开(公告)号：CN111071430B
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN201911372935.1
申请日：2019-12-26
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速飞行器的复合材料方向舵的转接结构和方向舵，转接结构包括金属转接筒、插接件和防护套，金属转接筒顶端开设有用于收容方向舵的舵轴的容置腔体，底端与飞行器垂直安定部后部的安装槽相适配，并用于装配于安装槽内；插接件插设于金属转接筒内，并用于将舵轴固定于容置腔体内；防护套套设于金属转接筒的顶端，并用于防护舵轴与金属转接筒的结合部位，结合部位为舵轴插入容置腔体的全部结构。方向舵包括转接结构和舵本体，舵本体一侧设有舵轴，舵轴的一端收容于容置腔体内，插接件插接于金属转接筒与舵轴内；且防护套套设于金属转接筒与舵轴的结合部位。
-
公开(公告)号：CN118097430A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410366970.7
申请日：2024-03-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 王兴隆 , 胡胜云 , 丁波 , 曾庆伟 , 钟华 , 赵海龙 , 彭威 , 周世平 , 王少恒 , 袁明嵩 , 陈术涛 , 许琦 , 李芬芬 , 林松 , 杨承儒 , 邓晨 , 谢克峰
IPC: G06V20/10 , G06V10/40 , G06V10/75 , G06V10/776
Abstract: 本发明涉及一种基于全域图谱快速可行性分析的方法及系统，包括以下步骤：基于拟分析图片上的拟分析基准点的坐标，以及图谱模型集，获取拟分析基准点所在的DOM数据Ii对应的可行性格网专题图；在可行性格网专题图上找出离拟分析基准点最近的网格的中心点，并基于该中心点的可行性分析结果，获取拟分析基准点的可行性分析结果；其中，图谱模型集包括各DOM数据Ii对应的图谱模型；图谱模型包括DOM数据Ii、对应的适配特征专题图和可行性格网专题图；各DOM数据Ii分别对应于分析区域场景上的不同子区域。本发明的有益效果在于：极大的提高了系统分析的速度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117446155A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311343273.1
申请日：2023-10-13
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 一种降低高速飞行器热防护成本的控制方法及系统，属于航空航天技术领域，包括采集飞行器的迎风面温度数据和飞行特性数据；在迎风面温度数据超出预设阈值时，根据飞行特性数据处理得到旋转角度和旋转操作时间；在旋转操作时间内，将飞行器沿其轴线旋转所述旋转角度。本申请通过在迎风面温度超出阈值时，旋转并调整飞行器的迎风面，通过飞行姿态调整，可以降低飞行器热防护结构的厚度，进而降低飞行器热防护结构的重量，降低高速飞行器热防护成本。
-
公开(公告)号：CN114537675B
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202210206186.0
申请日：2022-02-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64D5/00
Abstract: 本申请涉及一种低空高动态下的子母飞行器后向串行释放装置，属于高速子母飞行器低空分离技术领域，包括：子母飞行器，该子母飞行器包括母飞行器，以及位于母飞行器释放仓内部的子飞行器；串行释放单元，该串行释放单元沿母飞行器的轴线方向固定在母飞行器释放仓的内部；串行释放单元包括与子飞行器滑动连接的锁止导向机构，以及将子飞行器从母飞行器释放仓内释放出的子飞行器释放机构。本申请在子飞行器释放过程中，子飞行器沿母飞行器的轴向加速并释放，具备冲击小、无污染、分离速度和姿态精确可控，且释放过程无次生伴飞物等。释放后母飞行器外形完整、子母飞行器飞行姿态稳定。
-
公开(公告)号：CN114872933A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210493853.8
申请日：2022-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种固体矢量推力器多阀协同控制方法、装置及系统。所述固体矢量推力器包括多个推力器阀门，所述多个推力器阀门的输入端共用燃发器通道，所述多个推力器阀门的输出推力用于实现飞行器姿控，所述控制方法包括步骤：建立俯仰、偏航及滚转通道所需控制力与各通道对应推力器阀门的阀门开度之间的线性关系，并使工作时所述多个推力器阀门的阀门开度之和为定值；根据所述阀门开度控制对应推力器阀门的输出推力。在保证系统压强稳定的同时实现多阀门协同作用，矢量推力连续可调。
-
公开(公告)号：CN114837850A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210493862.7
申请日：2022-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种推力连续可调和压强稳定的固体矢量推力装置，包括：姿控推力机构，其包括两组燃发器，以及将两组燃发器组成环形结构的两条燃气管路，在两条燃气管路上各设有三组拉法尔喷管，拉法尔喷管的入口设有第二圆弧面，两条燃气管路上拉法尔喷管的出口方向共同组成“卄”形结构；姿控调节阀门，其包括与拉法尔喷管的入口连接的阀门本体，阀门本体设有连通燃气管路的进气管路，拉法尔喷管的入口与进气管路相通，阀门本体内设有阀杆，阀杆靠近拉法尔喷管入口的一端设有第一圆弧面，当阀杆向靠近拉法尔喷管的入口的方向移动时，第一圆弧面与第二圆弧面之间的间隙逐渐减小，实现燃气推力0‑100％的线性可调，并保持系统压强稳定。
-
公开(公告)号：CN110761915B
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN201911058884.5
申请日：2019-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体姿控发动机，涉及航天动力技术领域，包括：燃烧室，其用于固定在舱段上；盖体，其设于燃烧室的端部，用于密封燃烧室并固定在舱段上，且盖体上设有第一管路；以及阀门推力器，其上设有第二管路，且第二管路通过波纹管与第一管路相连。本发明中的固体姿控发动机能适应工作热变形，保证固体姿控发动机推力方向精确，以及燃烧室和阀门推力器之间的高精度固定连接。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
24
records
(took 0.026 seconds)
