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公开(公告)号：CN111504591B
公开(公告)日：2022-05-20
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
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方法及系统。该试验系统包括：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。
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公开(公告)号：CN107391595B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201710518331.8
申请日：2017-06-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F16/22 , G06F16/242 , G06F16/248 , G06F30/15 , B64F5/60
Abstract: 本发明提供了一种飞行器气动热防护试验数据可视化系统，系统包括数据录入和数据查询两大部分，数据录入中提供材料库、动态热试验、静态热试验、飞行试验、热环境测量试验、热‑力/振试验等的数据资料录入功能，数据查询中提供以型号项目、试验地点、试验人员、试验类型、试验产品类型、考核材料类型等作为关键词的搜索功能，可以查看录入的各种类型数据，带有数据对比分析功能，结果可视化。
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公开(公告)号：CN107380395B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201710507967.2
申请日：2017-06-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明一种防隔热一体化翼连接结构，翼骨架横截面为“┻”形，隔热层和翼防热层横截面为“┛┗”形，隔热层套盖在翼骨架上面，翼防热层套盖在隔热层上面，通过螺钉和螺母将翼骨架、隔热层、翼防热层连接；飞行器金属壳体安装翼的部位设有凹槽，翼骨架下底座置于飞行器金属壳体凹槽内，通过螺钉连接；飞行器隔热层压在翼骨架和飞行器金属壳体上，飞行器防热层压在翼防热层底座和飞行器隔热层上、通过螺钉和螺母将飞行器防热层、翼防热层、隔热层、和翼骨架连接。本发明根据不同材质的热性能，分别采用不同材质的连接件，安装结构适应分层次进行连接，解决了热匹配问题。
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公开(公告)号：CN107364566B
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201710509135.4
申请日：2017-06-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C1/36
Abstract: 发明公开了一种舱外可拆卸天线的防热天线口盖组合结构，包括陶瓷天线口窗(1)、口盖防热层(2)、口盖金属压边(3)、防热螺钉(4)、舱段壳体防热层(5)、舱段壳体金属层(6)、橡胶垫(7)，口盖防热层(2)与口盖金属压边(3)一体化成型，与陶瓷天线口窗翻边粘接，口盖通过防热螺钉(4)安装在舱段上，口盖防热层(2)与舱段壳体防热层(5)之间设计L型密封结构防止热流向舱段壳体金属层(6)和舱体内传导，天线口盖可从舱外壳体上拆卸，便于产品总装测试，天线可后装至单机上，提高了结构空间利用率，且能有效阻隔飞行器飞行过程中的气动热，保证结构完整性和热匹配。
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公开(公告)号：CN118410571A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410403620.3
申请日：2024-04-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/20
Abstract: 一种基于宽落速域的飞行器落速确定方法、装置、设备及介质，属于飞行器技术领域。其中，基于宽落速域的飞行器落速确定方法包括：获取待测飞行器的期望落速区间、期望航程和待测飞行器对应的第一数表，第一数表中存储有待测飞行器在不同航程下所能达到的最宽落速区间；从第一数表中确定期望航程对应的最宽落速区间；判断期望落速区间和期望航程对应的最宽落速区间是否存在交集；在存在交集的情况下，将交集中的落速作为待测飞行器的落速。本申请中的第一数表为待测飞行器提供了一个比较宽的落速域，实现将作业需求与具体设计相结合，可克服现有技术中后期在需要提高或者降低落速时，机动轨迹设计存在反复性，适应较强，工作效率较高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107391595A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710518331.8
申请日：2017-06-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器气动热防护试验数据可视化系统，系统包括数据录入和数据查询两大部分，数据录入中提供材料库、动态热试验、静态热试验、飞行试验、热环境测量试验、热-力/振试验等的数据资料录入功能，数据查询中提供以型号项目、试验地点、试验人员、试验类型、试验产品类型、考核材料类型等作为关键词的搜索功能，可以查看录入的各种类型数据，带有数据对比分析功能，结果可视化。
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公开(公告)号：CN106547965A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610929527.1
申请日：2016-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种高超声速滑翔类飞行器的热防护装置，其包括防热层、隔热层和承力层，隔热层覆盖在承力层上，防热层覆盖在隔热层上，防热层和所述承力层相分隔且无物理上的连接或者接触，以保证防热层和所述承力层在气动加热环境下自由变形，防热层包括多块，多块防热层相互拼接以形成整体，多块防热层在舱段的拐角处、舱段的角部处、水平翼和舱体的交接处相互拼接，在舱段对接处的防热层和承力层间局部设置有多个防热条，多个防热条相隔间隙，防热条相对防热层能自由滑动，以适应应力变形，防热条和所述防热层材质相同。本发明通过防热层分块设计、防热层和承力层的分离设计，能有效解决热匹配和热应力难题，提高了热防护装置的可靠性。
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公开(公告)号：CN106347637A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610864195.3
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈、导流筒、防热罩外防热层、姿控防热罩，底盖板防热层以及底盖板，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板防热层铺设在底盖板上，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，姿控防热罩外还包套有防热罩外防热层，在姿控防热罩和防热罩外防热层上的对应于姿控发动机喷管处均设置有导流口，导流口处安装有导流筒，在导流筒和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈。本发明装置通过增设各种防热层以及设计导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，防止其受高温影响，提高了姿控系统工作的可靠性。
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公开(公告)号：CN104925269B
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201510232948.4
申请日：2015-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置及方法，其中，系统包括试验工装组件、舱段组件以及舱内组件，所述试验工装组件包括加热膜片、所述加热膜片贴合在舱段组件外，所述加热膜片具有多个并根据舱段组件的外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆。检测方法包括准备检测平台步骤、涂覆内隔热层步、包覆加热膜片步骤、测量步骤。本发明系统和方法中，采用加热膜片加热，较好的模拟超高速飞行器的复杂舱段内的热环境，进而能检测其舱内热设计。
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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。
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