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公开(公告)号：CN102680331A
公开(公告)日：2012-09-19
申请号：CN201210147688.7
申请日：2012-05-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01N3/24
Abstract: 本发明提供一种适用于直线型缝焊缝的焊接接头剪切强度检验方法，步骤如下：1）试片下料、2）试样焊接、3）焊缝质量检测、4）试样剪裁及试样尺寸测量、5）试样装夹、6）试样拉伸、7）计算剪切强度；具体是剪裁两件相同的平板试片，剪裁一件平板连接试片；试样焊接是将两个平板试片在同一水平面上在长度方向拼缝放置，将平板连接试片沿着等宽方向置于两个平板试片的拼缝上；在拼缝两侧、沿试片宽度方向将两个平板试片分别与平板连接试片焊接，形成两条与拼缝平行的焊缝；检测两条焊缝的质量合格后，将试样按照标准试样A的宽度沿试样长度方向剪裁，制得标准试样A，测量标准试样A宽度e，焊缝焊合宽度d；将标准试样A装夹到试验机上加载，至焊缝部位剪切断裂；记录最大力Fm；计算剪切强度。
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公开(公告)号：CN106564616A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610947869.6
申请日：2016-10-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台，所述试验承载台上固定安装有飞行器的机架本体，机架本体上设置有舵系统驱动器，舵系统驱动器的动力输出端与舵系统传动装置的输入端相连，舵系统传动装置的输出端延伸在机架本体之外；它还包括扭力器、弯矩作动器和温度加载器；扭力器为舵系统传动装置提供恒定的扭转力矩；弯矩作动器为舵系统传动装置提供稳定的弯曲力矩；温度加载器为舵系统传动装置提供模拟的温度载荷。本发明还提供了所述试装置的试验方法。本发明的性能测试装置及其试验方法能够在扭矩、弯矩和温度同步或分别加载的状况下，逼真模拟飞行器舵系统在实际飞行过程中的性能指标。
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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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公开(公告)号：CN105257654A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510759288.5
申请日：2015-11-10
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F16B21/10
Abstract: 一种手动锁紧与解锁装置，包括：基座、功能销、主弹簧、导向板、止动球、止动弹簧、调节螺钉、防护罩。其中：基座为主体承载件，功能销、主弹簧、导向板、止动球、止动弹簧、调节螺钉置于基座内。导向板固定在基座内上下侧面，基座内中央自前向后依次串联主弹簧、功能销。功能销设有杆、球窝、斜面、限位面、导向槽、轮盘构造。导向板设有导向柱、安装槽，限位板构造。止动球、止动弹簧、调节螺钉依次置于导向板的安装槽内，通过调节螺钉限位。防护罩扣在基座外面并通过螺钉固定在基座，保护装置内部。本发明结构简单、成本低廉、操作方便、耐振动冲击、可靠性高。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106564616B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610947869.6
申请日：2016-10-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台，所述试验承载台上固定安装有飞行器的机架本体，机架本体上设置有舵系统驱动器，舵系统驱动器的动力输出端与舵系统传动装置的输入端相连，舵系统传动装置的输出端延伸在机架本体之外；它还包括扭力器、弯矩作动器和温度加载器；扭力器为舵系统传动装置提供恒定的扭转力矩；弯矩作动器为舵系统传动装置提供稳定的弯曲力矩；温度加载器为舵系统传动装置提供模拟的温度载荷。本发明还提供了所述试装置的试验方法。本发明的性能测试装置及其试验方法能够在扭矩、弯矩和温度同步或分别加载的状况下，逼真模拟飞行器舵系统在实际飞行过程中的性能指标。
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公开(公告)号：CN102680331B
公开(公告)日：2014-01-15
申请号：CN201210147688.7
申请日：2012-05-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01N3/24
Abstract: 本发明提供一种适用于直线型缝焊缝的焊接接头剪切强度检验方法，步骤如下：1）试片下料、2）试样焊接、3）焊缝质量检测、4）试样剪裁及试样尺寸测量、5）试样装夹、6）试样拉伸、7）计算剪切强度；具体是剪裁两件相同的平板试片，剪裁一件平板连接试片；试样焊接是将两个平板试片在同一水平面上在长度方向拼缝放置，将平板连接试片沿着等宽方向置于两个平板试片的拼缝上；在拼缝两侧、沿试片宽度方向将两个平板试片分别与平板连接试片焊接，形成两条与拼缝平行的焊缝；检测两条焊缝的质量合格后，将试样按照标准试样A的宽度沿试样长度方向剪裁，制得标准试样A，测量标准试样A宽度e，焊缝焊合宽度d；将标准试样A装夹到试验机上加载，至焊缝部位剪切断裂；记录最大力Fm；计算剪切强度。
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公开(公告)号：CN113353780A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110701241.9
申请日：2021-06-22
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及吊装技术领域，特别涉及一种自平衡起吊吊具及吊机。所述自平衡起吊吊具包括至少一个起吊单元，至少一个起吊单元与吊机转动连接，起吊单元包括至少两个相互靠近或远离滑动的起吊点，起吊点用于连接被吊物，或起吊点与其他起吊单元转动连接以形成多层树状结构。本申请具有可适应性调整不同吊点的吊力，起吊过程更稳定，被吊物不易被损伤的优点。
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公开(公告)号：CN106428644B
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN201610887243.0
申请日：2016-09-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明提出了一种运载器保温层及其制造方法，包括：2片一级火箭发动机保温层、2片火箭级间段保温层，2片二级火箭发动机保温层，2片运载器过渡段保温层，2片运载器控制舱保温层，2片运载器载荷舱保温层，914温室快速固化环氧粘接剂、铝箔胶带、松紧箍带、尼龙搭扣(带毛段)、尼龙搭扣(带钩段)、拉绳、保温层维形工装、保温层模压工装及加压固化工装。其制造方法如下：(1)维形工装制作，(2)模压工装制作，(3)保温层模压成型，(4)保温层维形，(5)保温层装配。本发明能够确保运载器在发射准备1.5h时间内有效保温，透波性不受影响；运载器起飞前保温层可靠脱落。
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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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