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公开(公告)号：CN115477021B
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202211295937.7
申请日：2022-10-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/00
Abstract: 本申请涉及一种可连续发射卫星的旋转发射装置及方法，装置包括基座机构、发射舱、旋转支撑机构、多个释放机构、装填机构和加速器，基座机构包括基座以及连接轴；发射舱包括发射舱和与发射舱相连通的发射筒，发射舱转动地连接于连接轴上；旋转支撑机构包括多个以旋转点为中心沿圆周均匀阵列呈辐射状布置的支撑臂；多个释放装置分别对应设于一支撑臂的尾端，用于锁定/解锁对应的支撑臂尾端的运载器；装填装置，位于发射舱内，用于给多个支撑臂的尾端装填运载器；加速器，固定于连接轴上，用于带动旋转支撑机构旋转。本申请实施例提供了可连续发射卫星的旋转发射装置，利用离心力将携带卫星的运载器发射至预定轨道，装置可重复利用，发射成本低。
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公开(公告)号：CN115447218B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202211170479.4
申请日：2022-09-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B32B9/00 , B32B9/04 , B32B27/42 , B32B27/12 , B32B33/00 , B32B37/06 , B32B37/04 , B32B38/00 , B29C70/48
Abstract: 本申请涉及热防护结构领域，特别涉及一种表层瓷化增强的轻质防隔热一体化结构及其制备方法。本申请提供的表层瓷化增强的轻质防隔热一体化结构，包括：瓷化层、织物层和防隔热层，所述瓷化层包覆在织物层的外表面，所述防隔热层固化成型在织物层的内部，与瓷化层构成一体化结构。本申请提供的表层瓷化增强的轻质防隔热一体化结构的制备方法包括以下步骤：将瓷粉和树脂混合，固化成型，得到瓷化层；利用RFI工艺将所述瓷化层渗入织物层的表层；利用RTM工艺将防隔热层的材料注入织物层的内部，固化成型，即得到轻质防隔热一体化结构。
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公开(公告)号：CN116412722A
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202310185634.8
申请日：2023-03-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本申请涉及一种水面发射装置，属于火箭发射技术领域，水面发射装置，包括壳体，壳体包括内壳和外壳，壳体的内壳内设置有固定火箭的固定机构和导向火箭发射的导向机构，壳盖用于密封壳体的发射口，水舱内设置有连通外界的水泵，推进舱内设置有螺旋桨和驱动螺旋桨工作的发动机；本申请可以通过水舱调节壳体的重心，使其在海水中航行时为水平姿态，当需要发射时利用水泵，使水舱内排出水或抽水，使重心偏移至壳体竖立在海面上即可，推进舱内设置有螺旋桨和驱动螺旋桨工作的发动机，通过发动机带动螺旋桨工作，使壳体可在海中航行，即可使火箭进行发射，无需依托平台发射，可使火箭在任意海域进行发射，和使火箭群体使用，实现集群发射。
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公开(公告)号：CN116336881A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310447686.8
申请日：2023-04-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B39/26
Abstract: 本发明公开了一种开放式设计的弹架及集联弹架装置，涉及重型装备贮存及装填技术领域，包括弹架本体，其内部设有用于贮存负载的贮存腔，贮存腔上侧开设有装填口，用于装入负载至贮存腔；锁闭机构，其设在弹架本体上，且位于装填口，锁闭机构被配置为：当负载装入贮存腔后，锁闭机构关闭，固定放入贮存腔内的负载，当负载脱离贮存腔后，锁闭机构开启。通过当负载装入贮存腔后，锁闭机构关闭，固定放入贮存腔内的负载，当负载脱离贮存腔后，锁闭机构开启，可以无需人工完成开合锁闭机构，提高装填负载的效率，解决现有技术中采用的地面集束弹架在装填过程中需要工作人员手动控制调整导轨锁紧结构，存在降低装填速度，影响装填效率的问题。
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公开(公告)号：CN116255864A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310322175.3
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种可变形无人作战平台，其包括：平台的底部安装有武器组件，并且其两侧设有安装部；两个变形梁关于平台的中心轴对称设置；变形梁包括两个沿平台长度方向设置的支梁；两个支梁相对设置，并且其相互靠近的一端相铰接，相远离的一端铰接有行走装置；变形梁中的一个支梁与安装部连接；变形驱动件与两个支梁连接，并用于调节两个支梁之间的夹角，以改变平台的姿态。在使用时，在陆地上进行正常行军作战，平台保持水平；当需要对空作战时，变形驱动件调节两个支梁之间的夹角，由于每个支梁具有有两处铰接点，夹角改变的同时，使得平台以一定仰角对天；需要行走时，利用行走装置进行移动，从而兼顾了陆地正常作战和对空作战的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115477021A
公开(公告)日：2022-12-16
申请号：CN202211295937.7
申请日：2022-10-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/00
Abstract: 本申请涉及一种可连续发射卫星的旋转发射装置及方法，装置包括基座机构、发射舱、旋转支撑机构、多个释放机构、装填机构和加速器，基座机构包括基座以及连接轴；发射舱包括发射舱和与发射舱相连通的发射筒，发射舱转动地连接于连接轴上；旋转支撑机构包括多个以旋转点为中心沿圆周均匀阵列呈辐射状布置的支撑臂；多个释放装置分别对应设于一支撑臂的尾端，用于锁定/解锁对应的支撑臂尾端的运载器；装填装置，位于发射舱内，用于给多个支撑臂的尾端装填运载器；加速器，固定于连接轴上，用于带动旋转支撑机构旋转。本申请实施例提供了可连续发射卫星的旋转发射装置，利用离心力将携带卫星的运载器发射至预定轨道，装置可重复利用，发射成本低。
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公开(公告)号：CN114148531A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111289298.9
申请日：2021-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种飞行器异形油箱结构，涉及飞行器零部件制造领域。本飞行器异形油箱结构包括箱体和柔性储油组件，箱体包括舱体单机段和与舱体单机段一体成型并分隔设置的舱体油箱段，柔性储油组件设于舱体油箱段内，柔性储油组件包括一呈环形的封闭腔，并形成一沿柔性储油组件长度方向设置的穿缆通孔，封闭腔用于存储燃油，穿缆通孔与舱体单机段和舱体油箱段的侧壁均连通，以形成用于电缆穿设的穿缆通道，柔性储油组件用于根据其与舱体油箱段之间的间隙的压力大小以控制封闭腔内燃油的流出。本申请提供的飞行器异形油箱结构解决了相关技术中异形油箱设计难度大，以及在铺设电缆时电缆与油箱均对彼此的相关性能产生影响的问题。
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公开(公告)号：CN111023898B
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN201911403431.1
申请日：2019-12-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开一种导弹起竖设备的限位保护控制系统和方法，限位保护控制系统包括导弹起竖设备、限位开关、上位机、限位保护电路、及至少一个驱动组件；上位机用于向限位保护电路发送解抱闸指令和伺服使能指令；限位保护电路用于将解抱闸指令和伺服使能指令发送给驱动组件；驱动组件用于在接收到解抱闸指令和伺服使能指令后驱动导弹起竖设备运动；限位开关用于检测导弹起竖设备是否到达预设的极限位置，若是，则向限位保护电路发送限位信号；限位保护电路还用于在接收到限位信号后伺服使能指令。在本发明中，当出现限位信号时，通过与驱动组件相连的限位保护电路控制导弹起竖设备停止运动，而不依赖于上位机中的软件对导弹起竖设备的限位保护。
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公开(公告)号：CN113847301A
公开(公告)日：2021-12-28
申请号：CN202111101434.7
申请日：2021-09-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种抗侧向力的油缸，涉及机械工程技术领域，其包括外套筒、活塞组件和锁止机构，活塞组件连接于外套筒内，并开设有第一油腔和第二油腔；锁止机构包括内套筒和锁舌，内套筒套设于活塞组件外，且其一端滑设于活塞组件上，并与活塞组件之间形成有与第一油腔；锁舌一端与内套筒的另一端连接，并与活塞组件之间形成有第二通道，另一端为用于承载侧向力的承载面；该油缸具有伸出状态和缩回状态，当处于伸出状态时，第二油腔内注入压力油，并通入第二通道内，锁舌在压力油的推动下，朝远离活塞组件的方向运动；当处于缩回状态时，第一油腔内注入压力油，并通入第一通道内，内套筒在压力油的推动下，带动锁舌朝靠近活塞组件的方向运动。
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公开(公告)号：CN110524974B
公开(公告)日：2021-11-30
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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