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公开(公告)号：CN115962949A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211313688.X
申请日：2022-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种固体发动机内、外加热试验方法，其包括以下步骤：采用石英灯在发动机壳体试验件的内、外两侧加热，模拟发动机壳体的内部热源条件Qn和外部热源条件Qw；测量在所述石英灯加热下所述发动机壳体试验件的温度形成模拟温度历程曲线T，并根据所述模拟温度历程曲线T为所述发动机壳体的设计提供温度边界条件。通过石英灯加热模拟内、外发动机壳体加热的历程，最终获得飞行过程中气动加热和发动机内热共同作用下的壳体温度历程，为发动机的壳体设计提供温度边界条件，提高了设计质量，减轻了发热重量，飞行器的总体性能提升，射程拓展。
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公开(公告)号：CN115889126A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211314140.7
申请日：2022-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种发动机防热涂层喷涂工艺，其包括以下步骤：在发动机壳体表面喷涂第一涂层，并预固化所述第一涂层，至所述第一涂层的硬度达到预设范围内；在所述第一涂层外部喷涂第二涂层，并预固化所述第二涂层，至所述第二涂层的硬度达到预设范围内；重复上述步骤，直至所述发动机壳体表面的涂层的厚度达到预设厚度值，协同固化所有涂层，形成发动机防热涂层。通过将大厚度涂层分为几层进行喷涂，并将每层涂层进行预固化，整体涂层一次固化，使每层涂层可以固化均匀充分，减小了涂层的内应力，解决了涂层鼓包、分层、脱粘的问题，为该类飞行器的研制提供重要支撑。
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公开(公告)号：CN107804473B
公开(公告)日：2020-10-13
申请号：CN201710808130.1
申请日：2017-09-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，包括飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求等五个步骤。本发明能够较大程度地改善舵或翼前缘热环境，对减小阻力有一定的作用，并且对飞行器的稳定性和舵效影响很小。适用于有舵或翼飞行器尤其适用于高超声速飞行器设计的工程应用，具有很高的实用价值。
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公开(公告)号：CN110524974A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910942135.2
申请日：2019-09-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B32B15/00 , B32B7/12 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B5/18 , B32B5/06 , B32B3/08 , B32B27/04 , B32B27/42 , B32B3/26 , B64C1/40 , B64C30/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，属于高超声速临近空间飞行器热防护技术领域。包括：承力壳体；热防护层，热防护层包括隔热层和防热层，防热层内壁设置有网格状的防热层加强筋，所述隔热层设置在防热层加强筋的网格内，隔热层表面设有隔热层包覆蒙皮；防热层、隔热层包覆蒙皮、防热层加强筋在预浸料状态即与隔热层通过缝合线缝合成一体，再整体高温固化为防隔热一体化结构；粘接层位于承力壳体和热防护层之间，粘接层为具有耐高温和热匹配性能的粘接剂。本发明采用防隔热一体化热防护层并用耐高温粘接剂粘接在承力壳体上，可避免飞行器热防护结构负曲率部位出现界面分离。
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公开(公告)号：CN107804473A
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201710808130.1
申请日：2017-09-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，包括飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求等五个步骤。本发明能够较大程度地改善舵或翼前缘热环境，对减小阻力有一定的作用，并且对飞行器的稳定性和舵效影响很小。适用于有舵或翼飞行器尤其适用于高超声速飞行器设计的工程应用，具有很高的实用价值。
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Patent Agency Ranking
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：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：CN114750984A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210374698.8
申请日：2022-04-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种基于相变储热的高温隔热罩和飞行器喷管组件，涉及航天飞行器设计技术领域，高温隔热罩包括沿喷管至舱段依次分布且相连的气凝胶层和相变储热封装层，相变储热封装层包括封装壳和相变储能材料，封装壳内具有容置腔；相变储能材料填充于容置腔内；以及，气凝胶层的厚度被适配成：喷管的热源经过气凝胶层隔热后，传递至相变储热封装层的热量达到相变储能材料的相转变温度。飞行器喷管组件包括喷管和舱段，舱段与喷管之间形成有隔热空间；高温隔热罩设于隔热空间内。气凝胶层将喷管产生的大量热量隔离阻挡，相变储能材料吸热储能，大幅度降低进入舱段内部的热量，改善舱段内部重要单机工作环境，实现飞行器长时间稳定工作。
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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
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。
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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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