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公开(公告)号：CN112590245B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202011338397.7
申请日：2020-11-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及复合材料缠绕壳体芯模技术领域，具体公开了一种大型复合材料缠绕体芯模装置，包括：芯轴、外模、第一轴承座、第二轴承座、第一调心轴承、第二调心轴承；第一调心轴承、第二调心轴承均设置于芯轴上；第一轴承座、第二轴承座分别设置于第一调心轴承、第二调心轴承上；外模通过第一轴承座、第二轴承座，经第一调心轴承、第二调心轴承与芯轴连接，外模与驱动装置连接。本发明所提供的复合材料缠绕壳体芯模颠覆了现有所有芯模的运动模式，使得外模支撑跨距大幅度减小，从设计源头上成功解决了芯模挠度问题，采用两个调心轴承将外模与芯轴之间的变形完全隔离，芯轴的挠度变形或热膨胀变形不会对外模产生任何影响。
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公开(公告)号：CN111186597A
公开(公告)日：2020-05-22
申请号：CN201911377212.0
申请日：2019-12-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种双轨迹铰链装置及其应用方法，涉及运载火箭领域，包括：翻转机构，包括扭杆、连杆及两个摇臂；铰链机构，预存储有扭矩的扭杆一端固定连接在铰链座上，铰链座上位于扭杆的一侧设有两个相互平行的竖向部，两个竖向部之间连接有第一转轴，两个竖向部相向的两个外侧面上分别设有长圆形的第二转轴和限位销；铰链一侧设有连接部，另一侧设有两个第二延伸部和位于两个第二延伸部之间的第一延伸部，第一延伸部上设有与第一转轴配合的第一凹槽，第二延伸部上设有与第二转轴配合的第二凹槽和与限位销相配合的弧形限位槽。本发明的有益效果：结构简单，成本低，连接可靠性高，展开速度快，有效的解决了传统的气动分离装置的不足。
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公开(公告)号：CN112082437B
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202010791124.1
申请日：2020-08-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本申请涉及一种飞行器夹块式级间分离结构，属于飞行器分离技术领域，包括：上壳体，其包括位于上壳体外壁的上凸台，上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；下壳体，其包括位于下壳体外壁的下凸台，下凸台的底面为向上倾斜的斜面；夹块，其内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽；分离螺栓，其依次穿过上壳体和下壳体与夹块螺纹连接。本申请的夹块的内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽，通过调整凹槽与上凸台的顶面和下凸台的底面相配合的角度，可将分离螺栓径向力转换为下壳体和上壳体连接的轴向力，能将径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓的承载能力，可减少分离螺栓的数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。
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公开(公告)号：CN112746913B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202110126143.7
申请日：2021-01-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，涉及大型固体火箭发动机的复合壳体检测的技术领域，包括：一可绕自身轴线转动的芯模；待检测的壳体，其缠绕在所述芯模上；一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车；检测机构，其包括：‑检测支架，其固设在所述纱架车上；‑至少三个检测探头，其上下布设在所述检测支架上，所有所述检测探头的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。本发明检测难度小，速度快，还能够确保检测一致性。
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公开(公告)号：CN112746913A
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN202110126143.7
申请日：2021-01-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，涉及大型固体火箭发动机的复合壳体检测的技术领域，包括：一可绕自身轴线转动的芯模；待检测的壳体，其缠绕在所述芯模上；一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车；检测机构，其包括：‑检测支架，其固设在所述纱架车上；‑至少三个检测探头，其上下布设在所述检测支架上，所有所述检测探头的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。本发明检测难度小，速度快，还能够确保检测一致性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110203423B
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN201910511761.6
申请日：2019-06-13
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种星箭分离用火工品缓冲装置，该装置包括壳体、锁紧件和缓冲组件，所述壳体的顶部设有顶板，所述顶板上设有分离口，所述壳体内部还设有缓冲腔，所述缓冲腔与分离口连通，所述锁紧件位于所述缓冲腔内且上端与所述分离口相贴，所述锁紧件内部设有固定腔，所述锁紧件底部还设有翼缘，所述翼缘的两侧与所述缓冲腔相贴；所述缓冲组件包括第一缓冲件和至少一第二缓冲件，所述第一缓冲件和第二缓冲件从上至下分别套设于锁紧件上，且所述第一缓冲件与所述顶板底部相贴。本发明提供的一种星箭分离用火工品缓冲装置，通过缓冲件的塑性及弹性变形和摩擦做功等手段综合作用，大幅度减小了火工品对其他器件的冲击力，起到了保护作用。
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公开(公告)号：CN110955006A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911315403.4
申请日：2019-12-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G02B7/00
Abstract: 本发明公开了一种光束发射镜筒防护罩，涉及激光技术领域，该防护罩包括：桶状结构的前端保护罩，前端保护罩开口端的对端可拆卸的设置有主镜头保护盖；筒状结构的中部防护罩；桶状结构的后端保护罩；其中，前端保护罩、中部防护罩以及后端保护罩依次连通。本发明能够在光束发射镜筒闲置时，对镜筒进行保护，避免其受自然环境的损害，保障其能够进行正常的发射工作。
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公开(公告)号：CN106197172B
公开(公告)日：2018-03-09
申请号：CN201610817188.8
申请日：2016-09-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明提供一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，包括：1个舵轴，1个栅格舵，2个定位转轴，2个锁定销、2个压缩弹簧、2个锁止螺母。栅格舵与舵轴上有相互配合的凸台及孔，其中栅格舵的凸台上有两类限位面，一类限位面用于栅格舵折叠到位时的限位，另一类限位面用于栅格舵相对于舵轴在左右方向的限位，所述配合孔分为两类孔一类用于安装定位转轴，另一类(舵轴上)用于安装锁定销及压缩弹簧。定位转轴一方面用于栅格舵与舵轴竖直方向的限位，另一方面承受栅格舵各种工况下受到的载荷，舵轴与栅格舵通过定位转轴连接，实现折叠、展开功能。
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公开(公告)号：CN106564616A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610947869.6
申请日：2016-10-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台，所述试验承载台上固定安装有飞行器的机架本体，机架本体上设置有舵系统驱动器，舵系统驱动器的动力输出端与舵系统传动装置的输入端相连，舵系统传动装置的输出端延伸在机架本体之外；它还包括扭力器、弯矩作动器和温度加载器；扭力器为舵系统传动装置提供恒定的扭转力矩；弯矩作动器为舵系统传动装置提供稳定的弯曲力矩；温度加载器为舵系统传动装置提供模拟的温度载荷。本发明还提供了所述试装置的试验方法。本发明的性能测试装置及其试验方法能够在扭矩、弯矩和温度同步或分别加载的状况下，逼真模拟飞行器舵系统在实际飞行过程中的性能指标。
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公开(公告)号：CN119190316A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411324858.3
申请日：2024-09-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种解决航行体冲击载荷的多模式缓冲降载结构，涉及航行体保护装置领域，包括壳体组件，所述壳体组件包括金属外壳和金属内壳，所述金属内壳用于罩设在航行体本体外侧，所述金属外壳设置在所述金属内壳外侧；纵向缓冲件，所述纵向缓冲件包括缓冲垫层，所述缓冲垫层夹设在所述金属外壳和所述金属内壳之间；以及，横向缓冲组件，所述横向缓冲组件包括连接固定杆和缓冲拉伸件，所述连接固定杆的两端分别与所述缓冲垫层和所述缓冲拉伸件连接，所述缓冲拉伸件远离所述连接固定杆的一端与所述金属内壳远离所述缓冲垫层的一端连接。解决了现有技术中存在的航行体入水过程时受到冲击对航行体的外形结构以及内部紧密仪器造成破坏的技术问题。
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