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

Inventor： 赵海龙 ,  石磊 ,  李国正 ,  曾庆伟 ,  胡胜云 ,  林雪峰 ,  李港辉 ,  许琦 ,  李丝丰 ,  陈科文 ,  何定鹏 ,  张子众 ,  胡慕秋 ,  王兴隆

IPC: B64C13/16 ,  B64C1/38

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：CN111504591A

公开(公告)日：2020-08-07

申请号：CN202010318141.3

申请日：2020-04-21

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 石磊 ,  林雪峰 ,  毛靖 ,  单华伟 ,  赵涛 ,  范开春 ,  徐泽超 ,  曾长 ,  付丹娣 ,  明承东 ,  贾湘婷 ,  李广磊 ,  杨超 ,  涂建强

IPC: G01M9/02 ,  G01M9/06 ,  G01M99/00

Abstract: 本申请涉及导弹热防护技术领域，具体公开了一种导弹热防护结构热试验设备及方法。该试验设备包括：固定设置的辐射加热器，所述辐射加热器罩设在导弹热防护结构的背风面上，用于对所述背风面加热；还包括电弧风洞装置，其设于导弹热防护结构的迎风面侧，所述电弧风洞装置的喷口与所述导弹热防护结构的迎风面平齐并对所述迎风面进行动态烧蚀。能够解决现有技术中的试验设备不能对导弹热防护结构进行大段试验的问题。

公开(公告)号：CN104879341A

公开(公告)日：2015-09-02

申请号：CN201510232527.1

申请日：2015-05-08

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 胡应山 ,  石磊 ,  顾阳

IPC: F15B15/14 ,  F15B15/20 ,  F15B15/28

CPC classification number: F15B15/14 ,  F15B15/20 ,  F15B15/28

Abstract: 本发明公开了一种长度可调的液压伺服作动器，包括作动缸筒、作动活塞杆、电液伺服阀、位移传感器、防转座和单耳力传感器组件，所述作动活塞杆和电液伺服阀均安装在作动缸筒上，其中防转座可转动安装在作动活塞杆露出作动缸筒的一端；位移传感器包括固定件和移动件；单耳力传感器组件包括传感器连接杆和固定套接在传感器连接杆上的拉压力传感器。本伺服作动器在安装时，拧动传感器连接杆可以调节伺服作动器的总长度，可以使伺服作动器更好地适应喷嘴和喷嘴法兰之间的空间长度，而且伺服作动器长度的调整不会影响作动活塞杆的行程。

公开(公告)号：CN104764401A

公开(公告)日：2015-07-08

申请号：CN201510107163.4

申请日：2015-03-11

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 顾阳 ,  胡应山 ,  石磊

IPC: G01B11/00 ,  G01B11/26

Abstract: 本发明提供一种发动机柔性喷管摆角及摆心测试方法，方法包括：建立特定坐标系，在轴向或侧向方向安装高速摄像机；在喷管内侧或外侧特定位置布置特征标识；标定相机像素尺寸，高速摄像机采集喷管摆动过程中的连续图像数据；逐帧提取特征点像素坐标并转换的到特征位移量；进行喷管摆动角度或摆心的计算。本发明通过采用高速摄像机进行图像采集，可快速布置，实施方便，布置不受空间限制；且由于为非接触测量方式，避免了传统接触式测量中传感器响应速度的限制，响应速度快；通过在喷管内侧或外侧布置特征标识，采用平面换算的方式分解到不同平面内进行解算，无需建立复杂的三维模型，测量精度高，计算方法简便。

公开(公告)号：CN117933124A

公开(公告)日：2024-04-26

申请号：CN202410020965.0

申请日：2024-01-05

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 明承东 ,  涂正光 ,  刘利宏 ,  曾长 ,  李广磊 ,  袁蒙 ,  孙鹏飞 ,  廖家震 ,  李安德 ,  单华伟 ,  宋毫 ,  陈科文 ,  钱勤建 ,  张凯 ,  毛靖 ,  石磊 ,  蔡淏屹 ,  胡慕秋 ,  李雪梅 ,  解正耀 ,  肖爽

IPC: G06F30/28 ,  G06F30/15 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请涉及一种基于打舵增阻的超声速飞行器头体分离方法及系统，涉及气动布局设计技术领域，包括根据超声速飞行器的弹道飞行参数，获得分离参数；获得符合设计要求的一组增阻舵偏状态作为基准增阻舵偏状态；将控制舵偏状态和所述基准增阻舵偏状态叠加获得实际耦合舵偏状态，在CFD仿真模型中输入分离参数和实际耦合舵偏状态，获得实际耦合舵偏状态下分离体的轴向分离力和头体的轴向分离力，计算头体的加速度和分离体的加速度；计算分离体加速度和头体加速度的比值，若大于预设的阈值，根据该组基准增阻舵偏状态实现飞行器头体分离。本申请通过在控制舵偏状态的基础上叠加基准增阻舵偏状态的方式，使得飞行器头体与分离体安全分离。

公开(公告)号：CN109606624A

公开(公告)日：2019-04-12

申请号：CN201811639979.1

申请日：2018-12-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 孙鹏飞 ,  李广磊 ,  周铮 ,  袁蒙 ,  李钧 ,  明承东 ,  朝开秀 ,  陈科文 ,  贾湘婷 ,  王源杰 ,  林雪峰 ,  毛靖 ,  单华伟 ,  石磊 ,  张志明 ,  王松元

IPC: B64C3/00

Abstract: 本发明公开了一种高升力特性栅格翼，包括：框体，框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面，后缘面竖直设置，后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定；多个栅格，栅格设置于框体内部且用于连接前缘面和后缘面，栅格的两端分别与前缘面和后缘面平齐，涉及气动布局设计技术领域。本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，由于前缘存在后掠，正激波变为斜激波，可以有效减阻。