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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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公开(公告)号：CN109711525A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811522912.X
申请日：2018-12-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种用于SPH算法的邻近粒子搜索方法及系统，涉及计算流体力学技术领域。本发明通过构建预置单胞网格并计算每个粒子所在位置的网格单元编号；将粒子映射到网格单元中，获取每个粒子所对应的网格单元编号，根据网格单元编号找出粒子的相邻网格单元；逐个比较每个粒子与相邻网格单元中的粒子的距离并建立粒子对。该方法可以有效提高软件的鲁棒性。通过算例验证，使用本发明进行流体力学问题的数值计算仿真是可行的，有效提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN106394938A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610863521.9
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，该装置用于对姿控动力单元进行热防护，其包括后底盖板、后底盖板防热层、姿控防热承力板、姿控防热层、姿控发动机喷管防热套以及脱插头防热套，后底盖板安装在舱体上，其为承力件，姿控动力单元设置在后底盖板上，后底盖板防热层覆盖在后底盖板上，姿控承力板包套住姿控动力单元，姿控防热层覆盖在所述姿控承力板上，姿控动力单元包括姿控发动机，姿控发动机出口处设置有姿控发动机喷管，姿控发动机喷管防热套包套在姿控发动机喷管端口处，脱插头防热套包套在脱插头上。本发明装置可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，可提高姿控系统设计的可靠性。
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公开(公告)号：CN119982216A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202510136987.8
申请日：2025-02-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种泵压式增压输送系统，包括：增压模块和输送模块，二者通过管道连接；所述输送模块包括贮箱子模块、加注子模块和增压泵子模块；所述贮箱子模块包括箱体以及将所述箱体内腔分隔成多个容腔的隔板，每个所述隔板上设有输液管，以使所有的容腔串联连通，沿增压方向，所述输液管的两端中，位于下游的一端位于所述隔板的上部，位于上游的一端位于该隔板的上游并位于其所在容腔的下部；沿增压方向，加注子模块和所述增压泵子模块均与最下游的容腔连通；增压模块，沿增压方向，其与最上游的容腔连通。推进剂贮箱箱体分隔设计既使各隔舱容腔间气、液按序输送，又可有效控制推进剂质心移动，同时可抑制推进剂晃动，保证供液安全。
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公开(公告)号：CN118358745A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410596464.7
申请日：2024-05-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本申请涉及一种舱体热防护结构及飞行器，其相同的第二部分和第一部分连接形成防隔热层；第二部分从下至上依次包括迎风部、过渡部和背风部；在迎风部至背风部的延伸轨迹方向上，迎风部任意两处位置的厚度相等，背风部的任意两处位置的厚度相等，且小于迎风部的厚度；过渡部的厚度自与迎风部的连接处向与背风部的连接处逐渐减小；以上根据舱体迎风区域热环境恶劣、背风区域的热环境相对良好的特点，将迎风区域设计为大厚度防隔热层、背风区域设计为小厚度防隔热层，达到防隔热后内壁温度相当的效果，减小整体质量，防隔热层为整体注塑固化制成，减小气动剥离对整体结构的影响，防隔热层内外层精细化的梯度密度设计解决了热匹配不协调的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112901777B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202110151714.2
申请日：2021-02-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种异形密封件及密封结构，涉及高温高速环境下的结构密封领域。本异形密封件包括第一密封部、至少两个第二密封部和第三密封部，所有的第二密封部沿第一密封部的外表面间隔设置，且每一第二密封部均被配置为：第一密封部设于工件的表面缝隙中时，第二密封部压缩变形，并与第一密封部和工件之间形成密封间隙，第三密封部呈片状且一侧与第一密封部的外表面相连，第三密封部可以在外力的作用下弯折变形，以辅助第一密封部和第二密封部共同用于对工件的表面缝隙进行密封。本申请提供的异形密封件解决了相关技术中处于超高热流超高速度环境条件中工作的产品的表面缝隙可靠性差、密封性能不好而影响产品工作性能的问题。
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公开(公告)号：CN111635614B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202010425788.6
申请日：2020-05-19
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开一种轻质防隔热的复合材料及其制备方法，涉及热防护结构技术领域，所述复合材料由复合织物完全浸没在树脂基体中，采用低压树脂传递模塑成型RTM工艺固化制成；其中，所述复合织物包括多个层叠连接的单层织物，每个单层织物的密度均不同，且所有单层织物的密度按层叠顺序依次递减。本申请提供的复合材料具备优良的抗烧蚀、隔热以及热匹配性能；且其该制备方法简单、成本低、周期短。
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公开(公告)号：CN114655464A
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202210346041.0
申请日：2022-03-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器，包括提供嵌入件、覆盖脱模布、喷涂第一涂层、挤压第一涂层形成第二涂层以及固化第二涂层等步骤。本发明具有以下优点和效果：本申请通过形成自适应形状的涂层，可消除飞行器舱体与整流罩贴合部位的间隙，并保证其密封性。同时本申请提供的安装方法，在形成涂层时使用脱模布遮罩，在涂层未完全固化时，用脱模布将飞行器舱体和涂层隔离开，在涂层成型之后进行清理，消除局部不规整的形状，确保飞行器的气动外形，两者相结合使得涂层不会干扰到飞行器舱体和整流罩之间的可靠分离。
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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：CN112901777A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110151714.2
申请日：2021-02-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种异形密封件及密封结构，涉及高温高速环境下的结构密封领域。本异形密封件包括第一密封部、至少两个第二密封部和第三密封部，所有的第二密封部沿第一密封部的外表面间隔设置，且每一第二密封部均被配置为：第一密封部设于工件的表面缝隙中时，第二密封部压缩变形，并与第一密封部和工件之间形成密封间隙，第三密封部呈片状且一侧与第一密封部的外表面相连，第三密封部可以在外力的作用下弯折变形，以辅助第一密封部和第二密封部共同用于对工件的表面缝隙进行密封。本申请提供的异形密封件解决了相关技术中处于超高热流超高速度环境条件中工作的产品的表面缝隙可靠性差、密封性能不好而影响产品工作性能的问题。
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