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公开(公告)号：CN105905317A
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201610414531.4
申请日：2016-06-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/24 , B64G2001/245
Abstract: 本发明提供了一种卫星对日定向控制系统及其控制方法。其系统包括：骨架、陀螺、星敏感器、太阳敏感器、电路、数据线路和星载控制组件，根据系统工作模式选择采用不同的姿态敏感器通过不同的方法计算出本体系下的太阳矢量，由卫星结构设计信息计算本体系下太阳帆板法线矢量，根据矢量旋转定义推导出误差四元数，计算误差角速度代入PID控制律，将计算的控制指令传送给反作用飞轮完成对日定向控制。该控制装置可满足两种工作模式下卫星的对日定向控制，统一了星上控制算法及参数设定，并使卫星对日定向机动路径最短，该发明可广泛适用于各种需要进行对日定向控制的卫星。
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公开(公告)号：CN105841556A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610102622.4
申请日：2016-02-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
CPC classification number: F42B15/00 , F42B15/01 , G05D1/0883
Abstract: 本发明提供了一种固体运载火箭通用先进上面级，包括电气部分和结构部分，电气部分由综合电子系统单机和外设单元组成；综合电子系统单机包括集成为一体且通过总线连接的中心控制模块、信号采集模块、测控通信模块、姿轨控模块、时序控制模块和电源与热控管理模块；外设单元包括姿控外设、测控通信外设、电源外设、推进外设和热控外设；结构部分包括从上往下依次连接的载荷安装板、姿控环、贮箱和仪器舱，以及安装于仪器舱内的单机安装板和推进安装板。本发明采用模块化设计，有效减少相互之间的耦合和干涉，大幅提高了系统配置的灵活性；机/电/热一体化设计，单机间无缆化连接，显著减小了系统复杂度，提高了系统可靠性。
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公开(公告)号：CN104816842A
公开(公告)日：2015-08-05
申请号：CN201510256760.3
申请日：2015-05-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种微纳卫星多星适配部署装置，包括部署器和平台接口，所述平台接口用于实现部署器与卫星平台之间的物理与电气连接；所述部署器包括支撑组件和弹射组件，所述支撑组件包括隔板(1)和侧板(2)，所述隔板(1)具有多个，并且均具有卡槽(11)，所述侧板(2)具有多个，该侧板用于卡装在所述卡槽(11)内，通过设置相互平行的多层隔板以及不同规格的多层侧板以形成多层不同体积大小的格子，用于容置多个不同规格的微纳卫星；所述弹射组件(3)能用于将所述微纳卫星弹射出。本发明中部署装置能容置多种规格微纳卫星并进行发射，其通用性好，成本低廉。
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公开(公告)号：CN119602852A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411742876.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: H04B7/185
Abstract: 本申请涉及一种面向同轨道面多航天器连续交会的轨道设计方法，包括：设定任务场景，任务场景为服务卫星从当前轨道进入服务轨道对星座卫星的轨道面上n颗目标卫星进行连续交会；根据任务场景确定服务卫星的轨道参数，服务卫星的轨道参数包括服务轨道近地点地心距、服务轨道半长轴、以及远地点地心距；确定服务卫星进入服务轨道的速度增量和时间。本申请提供一种面向同轨道面多航天器连续交会的轨道设计方法，首先考虑星座构型约束，设定出同轨道面内均匀分布航天器环境下的连续交会任务场景；再考虑环境干扰、轨道摄动等影响因素，通过对服务卫星轨道参数、开机点位的设计，使变轨次数和速度增量少，实现单星对同轨道面内多航天器连续高精度交会。
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公开(公告)号：CN119598066A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411742882.9
申请日：2024-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本申请涉及一种通用化的运载火箭弹道计算方法，包括：设定目标轨道和目标轨道对应的约束条件，目标轨道包括太阳同步轨道或低倾角轨道，约束条件至少包括地心矢径、绝对速度、飞行路径角；简化输入参数，输入参数包括构型参数、质量参数、气动参数、发动机参数；基于目标轨道的约束条件、对应的控制变量、输入参数，通过牛顿迭代法计算控制变量的值，以得到运载火箭的弹道。本申请提供一种通用化的运载火箭弹道计算方法，通过优选典型目标轨道保证运载火箭的运载能力；对弹道计算的输入参数进行简化梳理，通过牛顿迭代法计算以得到弹道，在保证计算准确性的前提下提升了对不同构型方案的适应性，可进行快速弹道迭代计算，具有通用化。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118293753A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410358929.5
申请日：2024-03-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种运载火箭及其姿态控制方法。该运载火箭包括：整流罩、荷载、N级发动机和姿态控制机构。其中，整流罩包括整流罩前罩和整流罩后罩；荷载设于整流罩后罩内；N级发动机中第1至N‑2级发动机正向设置，且依次与整流罩后罩连接，第N‑1级发动机和第N级发动机倒装设置，并设于整流罩前罩内；姿态控制机构设于整流罩前罩的周向外沿处，用于控制整个运载火箭的正向飞行姿态和整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向。本方案能够解决现有技术中扩大整流罩包络和增加火箭长度，导致火箭整体刚度和强度性能降低、稳定控制品质变差的问题，兼顾高运力包络和高控制品质。
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公开(公告)号：CN117989021A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410139344.4
申请日：2024-01-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种大尺寸固体发动机封头绝热层及其成型方法，涉及飞行器发动机技术领域。该封头绝热层包括连接的接头部和过渡段绝热层。接头部包括金属接头，金属接头的外表面设有第一绝热层，金属接头的内表面由里至外依次设有第二绝热层和第三绝热层，第一绝热层和第二绝热层由贴覆的绝热料片经硫化形成；第三绝热层与过渡段绝热层3采用绝热料浆固化一体成型。本申请的大尺寸固体发动机封头绝热层及其成型方法，通过第三绝热层和过渡段绝热层在室温下涂覆固化一体成型，避免绝热料片搭接，显著降低压机设备及工装的投入成本，降低大尺寸固体发动机封头绝热层的制作难度，还可适应各种形状和厚度的绝热层成型，提升绝热层的表观质量和成型精度。
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公开(公告)号：CN117065800A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310883469.3
申请日：2023-07-19
Applicant: 西北工业大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所 , 湖北三江航天江河化工科技有限公司
Abstract: 本发明提供一种用于推进剂燃烧的新型催化剂及其制备方法，解决了现有用于推进剂燃烧使用的改进型催化剂存在制备工艺复杂、制备成本高、难以大规模生产等技术问题，同时兼顾燃烧催化剂的低迁移特性和高催化性能。本发明利用稀土硝酸盐和过渡金属硝酸盐，与二茂铁二羧酸配体混合配位，制备以二茂铁为桥连结构，含有两种或两种以上不同金属的无机‑有机杂化材料催化剂。该催化剂中二茂铁和多金属的存在有助于改善其催化氧化还原反应的特性，羧酸基团与稀土和过渡金属的强配位作用，则提高了催化剂的结构稳定性，大量含氧基团—羧基的存在增强了催化剂与推进剂之间的氢键作用，从而有效抑制材料在体系中的迁移。
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公开(公告)号：CN116146379A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310322167.9
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本申请涉及法兰密封连接领域，特别涉及一种法兰结构。苏松户法兰结构包括法兰本体和加强垫块，其中，法兰本体用于与接头相接的一面上开设有定位槽；加强垫块包括定位部，所述定位部与所述定位槽相接，且所述加强垫块的材质与法兰本体的材质不同；所述法兰本体和加强垫块被配置为：当所述法兰本体和加强垫块通过固定装置装配至接头上时，所述加强垫块位于所述法兰本体和接头之间，所述加强垫块卡设在所述定位槽中，且所述法兰本体与接头至少有部分相抵接。本申请实施例提供了一种法兰结构，以解决相关技术中复合材料法兰与接头之间由于材质差异，在高压强条件下复合材料法兰发生变形，可能会发生界面密封失效，无法满足发动机工作要求的问题。
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公开(公告)号：CN109583041B
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN201811321325.4
申请日：2018-11-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计技术领域，包括根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；根据运载火箭在发射惯性坐标系的速度和位置计算飞行状态参数；设置初始计算条件，以末助推第一次关机点远地点高度、末助推第二次关机点速度和当地弹道倾角、以及目标轨道高度为约束条件，根据初始计算条件、入轨条件参数和飞行状态参数进行计算，得到约束条件的偏差，对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，据此计算并输出标准弹道数据。本发明的运载火箭弹道设计方法，以能量管理为基础，达到优化轨道转移时间的设计目标，为弹道计算提供最优计算条件，有效减少轨道转移工作时间，实现快速入轨。
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