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公开(公告)号：CN119734848A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202510085576.0
申请日：2025-01-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器强度校核参数获取方法、系统及设备，其中高超声速飞行器强度校核参数获取方法包括获取测试时间中飞行器目标结构每一时刻所受气动载荷，并形成关于时间和气动载荷的第一数据，同时记录每一时刻飞行器对应的飞行参数；基于测试时间中飞行器目标结构每一时刻对应的温度值，以及极限强度与温度值的关系，形成关于时间和极限强度的第二数据；根据第一数据和第二数据，计算出每一时刻气动载荷和极限强度的比值；将所有比值中最大的比值所对应时刻的飞行参数、温度值和极限强度作为飞行器结构强度校核参数。解决了传统飞行器结构强度校核时，仅参考所受气动力最大的状态，忽视了温度对结构承载性能的影响的问题。
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公开(公告)号：CN118838370A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410812294.1
申请日：2024-06-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛金娣 , 祁释冰 , 曾长 , 陈子浩 , 杨志鹏 , 何颖 , 孟斌 , 刘利宏 , 毛靖 , 李亨 , 牛汉青 , 张凯 , 张广 , 贾湘婷 , 熊俊 , 赵海龙 , 许琦 , 张露 , 龙成
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明涉及飞行器轨迹规划技术领域，具体涉及一种飞行器残骸落区自适应的轨迹设计方法及装置，该方法包括以下步骤：基于飞行器飞行模型，并根据发射点坐标、原目标点坐标以及射向，获得原目标一级分离点参数和二级分离点参数；根据发射点坐标、射向、新目标点坐标，获取新目标一级分离点参数和二级分离点参数；基于分离体残骸落区六自由度计算模型，计算得到一级残骸落区和二级残骸落区，并确定新目标飞行轨迹分离点的偏离约束条件；若新目标飞行轨迹分离点的参数不满足偏离约束条件，则调整飞行器的飞行参数，直至满足约束条件。能够解决现有技术中目标位置发生改变后，为确保实验安全性，需人工校核安全管道，导致需投入较大人力物力的问题。
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公开(公告)号：CN116233627A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310009133.4
申请日：2023-01-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: H04N25/21 , H04N25/53 , H04N25/615
Abstract: 本申请涉及一种红外图像自适应调整方法、装置、设备及可读存储介质，涉及航天飞行器总体设计技术领域，包括在预设积分时长内，通过包裹有光学屏蔽膜的探测器接收红外辐射能量，以滤除预设特定波段对应的能量，得到场景能量值；判断场景能量值是否大于能量阈值；若是，则进行积分时间切档处理，以第一积分时长执行在预设积分时长内通过包裹有光学屏蔽膜的探测器接收红外辐射能量的步骤，第一积分时长小于预设积分时长；若否，则基于场景能量值进行信号处理，输出数字图像数据。本申请通过包裹有光学屏蔽膜的探测器来屏蔽特定波段能量值，提升图像质量的同时，根据能量值自适应切换积分时间档位，以保证成像不饱和，进而可有效获取目标图像数据。
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公开(公告)号：CN111504591A
公开(公告)日：2020-08-07
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设备及方法。该试验设备包括：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：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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Patent Agency Ranking
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：CN106326664A
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201610769626.8
申请日：2016-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种导弹分布机载载荷确定方法，该方法首先建立所需坐标系，再建立导弹载荷计算模型，确定计算原始参数数值，确定导弹各截面位置，再确定导弹各截面附加过载，确定导弹各截面在全机坐标系下的过载，再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载，确定导弹与悬挂装置间力的作用位置，最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力，再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统，本发明一种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况，从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性，该方法简单、可靠，能够应用于工程实际。
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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：CN106326664B
公开(公告)日：2018-07-31
申请号：CN201610769626.8
申请日：2016-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了种导弹分布机载载荷确定方法,该方法首先建立所需坐标系,再建立导弹载荷计算模型,确定计算原始参数数值,确定导弹各截面位置,再确定导弹各截面附加过载,确定导弹各截面在全机坐标系下的过载,再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载,确定导弹与悬挂装置间力的作用位置,最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力,再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统,本发明种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况,从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性,该方法简单、可靠,能够应用于工程实际。
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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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