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公开(公告)号：CN106246412A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610866526.7
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/64
CPC classification number: F02K9/64
Abstract: 本发明公开了一种喷注器边区冷却剂流量调节装置，主要包括中心筒、设置于中心筒外部的喷注器壳体、安装于中心筒内部的活动调节杆和安装在中心筒一个端部的堵冒，调节杆上设置有防松垫和防松螺母，中心筒分别与壳体端部、堵冒端部之间分别设置有密封垫片。中心筒与壳体之间形成环缝状的外圈冷却剂通道，中心筒与活动调节杆端部之间形成冷却剂流量调节区，中心筒侧壁上开有数个通入冷却剂的通孔。根据试验要求，通过调节活动调节杆行程的变化可调节边区冷却剂的流量。本发明结构合理，制作简单，操作方便，成本较低，能够满足喷注器边区流量调节的试验要求。
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公开(公告)号：CN106114910A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610442832.8
申请日：2016-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/242
Abstract: 本发明提出了一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，在时间域度上将整个变轨机动轨道分成N个利用开环制导的动力飞行段和(N‑1)个无动力的自由滑行段，滑行期间利用GNSS/BD2进行轨道确定、中心计算机执行状态更新和任务再规划解算，产生下一个动力飞行段的控制指令，并按飞行时序对每个区间的轨道机动轨迹进行滚动优化，减少开环制导控制产生的累积误差，实现整个轨道控制的大闭环。本发明具有精度高、适用范围广、工程实践容易等优点。
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公开(公告)号：CN101995192B
公开(公告)日：2013-07-17
申请号：CN201010263781.5
申请日：2010-08-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供一种具有导向功能的头体分离装置，包括导向组件、推力组件，其导向组件和推力组件安装在缸体内，包括安装在缸体内的导向推杆和推力弹簧；导向推杆的前端伸出缸体前盖，作为顶在头部即飞行器后端的推力端，导向推杆的后端是与缸体内径匹配的活塞，在活塞与缸体后盖之间的缸体腔内放置压缩弹簧，缸体的后盖通过基座固定在分离体内壁上。所述的导向推杆的最大行程L小于弹簧的最大压缩量5mm～10mm。所述的导向推杆的最大行程L大于飞行器后端面凸出结构件的最大长度H约5mm～10mm。所述的导向推杆的前端沉入飞行器后端的凹槽内。
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公开(公告)号：CN117726126A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311764768.1
申请日：2023-12-20
Applicant: 西北工业大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06Q10/0631 , G06Q10/10 , G06Q10/04 , G06Q50/26
Abstract: 本发明公开一种运载火箭协同发射任务规划方法及系统，涉及运载火箭发射任务规划技术领域，该方法包括：将多星组网发射任务分解为多个子任务；根据发射场地的剩余运载火箭资源条件、卫星发射窗口条件和卫星发射效能的价值函数为子任务分配发射场地；根据已经分配发射场地中每种型号运载火箭的最大运载能力和卫星发射方式，分配运载火箭；根据分配的发射场地、实际搭载的运载火箭型号、每种型号运载火箭实际搭载的卫星数量以及卫星发射窗口，得到每一子任务对应的多种发射方案并计算最优发射方案，能够在给定发射任务的前提下，协调不同的发射场地，对不同的发射场地分配不同的卫星数目、发射波次和发射窗口，完成面向卫星组网的运载火箭集群发射。
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公开(公告)号：CN116579547A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310431397.9
申请日：2023-04-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06Q10/0631 , G06Q10/0633 , G06Q10/0639 , G06Q50/04
Abstract: 本发明公开了一种用于固体火箭发动机的技术成熟度管理方法及系统，涉及固体火箭发动机的信息管理领域。该方法的步骤包括：根据火箭固定发动机的研发参数信息生成成熟度管理树形结构，设置每个子部件的技术类别的当前技术成熟度和期望技术成熟度；根据每个子部件的技术类别的技术成熟度、期望技术成熟度和技术类别信息，生成每个需要提升的技术类别的工作任务，每项工作任务执行完成后，更新对应技术类别的技术成熟度等级。本发明还能够获取并保存火箭固定发动机所需每个部件的研发参数信息和技术成熟度，以供操作人员在需要时进行回溯和统计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116573160A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310328234.8
申请日：2023-03-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/00
Abstract: 本发明涉及一种非抛离式飞行器分离发射装置，其包括：运载器，所述运载器转动安装有两个分离支架，所述分离支架开设有缺口，两个所述分离支架通过分离螺栓锁止于关闭状态，且两个所述分离支架之间形成腔室，两个所述缺口围成安装口，所述分离支架与所述运载器之间连接有弹性件，所述弹性件趋于打开两个所述分离支架；所述安装口安装飞行器一，所述腔室安装飞行器二。分离螺栓爆炸分离，解除对分离支架的限位固定，在弹性件的弹力下，打开分离支架，释放安装口内的飞行器一，同时也为后续飞行器二的分离做好准备工作；分离支架与运载器相连，保留了转动功能，分离支架转动后不抛离，满足航天发射活动不新增太空垃圾影响轨道安全的要求。
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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：CN113562205A
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202110887506.9
申请日：2021-08-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统，该偏置布局包括在火箭末级的末端的火箭适配器、以及设置于火箭适配器的多个卫星，每个卫星与火箭适配器之间设置套筒装置，所述套筒装置内具有分离弹簧，且每个卫星通过相应的卫星适配器连接套筒装置。小刚度分离弹簧可以大大减小分离力对卫星和火箭适配器的冲击，姿控喷管在卫星分离的时候，向火箭的末端喷气，增加了星箭之间以及卫星之间的距离，从而解决卫星分离时星箭之间以及卫星之间安全间隙小、分离安全性较差的问题。
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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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公开(公告)号：CN110594042B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201910741571.3
申请日：2019-08-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种应用于大型固体火箭发动机的原位试车系统，包括：与固体火箭发动机固连的试车动架；固定设置的起竖装置，与试车动架枢连来带动试车动架旋转，以使固体火箭发动机在竖直状态和水平状态之间转换；可移动的装药装置，用于向竖直状态的固体火箭发动机装药；可移动的水平操作工房，用于在固体火箭发动机装药后，靠近水平状态的固体火箭发动机直至覆盖固体火箭发动机，以向水平的固体火箭发动机提供地面试车环境；地面试车装置，用于对固体火箭发动机进行地面试车。本发明中固体火箭发动机在原位进行装药和地面试车，无需对固体火箭发动机进行转运，将大型的固体火箭发动机的转运难度进行了转移。
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