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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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公开(公告)号：CN118194431A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410329131.8
申请日：2024-03-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/18 , G06F119/20
Abstract: 本申请涉及一种飞行器末段轨迹设计方法及装置，涉及飞行控制技术领域，一方面，该设计方法包括以下步骤：根据目标点的经纬度，确定机动段及俯冲段的横向平面侧滑角；根据设计攻角确定机动段的纵向平面拟平衡机动攻角，根据带落角约束的最优比例导引律，确定俯冲段的纵向平面攻角；根据横向平面侧滑角、纵向平面拟平衡机动攻角、纵向平面攻角，确定当前落速；判断当前落速是否满足期望落速，若不满足，则根据当前落速和期望落速修正设计攻角，并对拟平衡机动攻角进行更新，直至满足。另一方面，该装置用于实施该方法。通过将横向平面和纵向平面的导引分别设计，只需对设计攻角进行迭代，解决了迭代变量多、迭代速度慢的问题。
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公开(公告)号：CN117272542A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311277760.2
申请日：2023-09-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供一种作动系统设计方法及系统，属于航天分离抛罩技术领域，包括获取保护罩与飞行器本体在分离时刻的飞行姿态数据、以及保护罩与飞行器本体的轴向安全分离距离和侧向安全分离距离；根据飞行姿态数据、轴向安全分离距离、以及侧向安全分离距离，得到保护罩的轴向分离速度和侧向旋转角加速度；根据轴向安全分离距离和轴向分离速度，得到短行程作动器的第一作动行程；根据侧向安全分离距离和侧向旋转角加速度，得到长行程作动器的第二作动行程。本发明能够通过设计具有不同作动行程的作动器，在不产生环境污染、不增加消极重量、又不影响飞行器实际使用的前提下，实现保护罩分离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112329205A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011085842.3
申请日：2020-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及复合材料设计技术领域，具体涉及一种复合材料结构低速冲击损伤确定方法及装置。该方法包括以下步骤：载入设计模型及其设计参数，并加载基本方向失效判断算法、纤维方向失效判断算法以及分层失效判断算法；按设定冲击参数对设计模型施加低速冲击载荷，根据基本方向失效判断算法、纤维方向失效判断算法以及分层失效判断算法，判断设计模型的失效形式和失效点；根据设计模型的失效形式和失效点，判断设计模型的损伤位置。能够解决现有的损伤算法对于低速冲击条件下的复合材料损伤估计不准确的问题。
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公开(公告)号：CN118439185A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410542073.7
申请日：2024-04-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种电弧烧蚀模拟试验件，其包括：承力结构；防热组件，所述防热组件固定于所述承力结构的一侧，所述防热组件开设有通槽，所述通槽沿所述防热组件的延伸方向贯穿所述防热组件的相对两侧；压板，所述压板固定于所述通槽，且所述压板的一侧贴合于所述承力结构。通过设置承力结构与防热组件，以及在防热组件中开设的通槽，并在通槽中固定压板，可以共同模拟全程高超飞行器的舱段对接处的缝隙，将试验件用于动态热电弧风洞的考核试验中，可以有效降低考核成本，解决了相关技术中即使采用全程高超飞行器的局部结构验证飞行器热防护系统局部热防护结构系统的可靠性，其考核成本也较大的问题。
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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
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。
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公开(公告)号：CN115435910A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211057362.5
申请日：2022-08-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种飞行器防热层的温度测量装置及厚度设计方法，涉及飞行器测试技术领域，所述温度测量装置包含测量组件，所述测量组件穿透承力壳体和防热层，且测量组件外端面平齐于防热层的外表面；所述测量组件内部设置若干用于测量温度的热电偶丝，所述热电偶丝平行于测量组件外端面，且各个热电偶丝距离测量组件外端面的尺寸不同；所述测量组件的材质与防热层的材质相同。本申请的温度测量装置及厚度设计方法，不仅适用于高热流情形，还能避免发生冷点效应。
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公开(公告)号：CN112329205B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202011085842.3
申请日：2020-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及复合材料设计技术领域，具体涉及一种复合材料结构低速冲击损伤确定方法及装置。该方法包括以下步骤：载入设计模型及其设计参数，并加载基本方向失效判断算法、纤维方向失效判断算法以及分层失效判断算法；按设定冲击参数对设计模型施加低速冲击载荷，根据基本方向失效判断算法、纤维方向失效判断算法以及分层失效判断算法，判断设计模型的失效形式和失效点；根据设计模型的失效形式和失效点，判断设计模型的损伤位置。能够解决现有的损伤算法对于低速冲击条件下的复合材料损伤估计不准确的问题。
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