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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：CN106568355A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610939916.2
申请日：2016-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛靖 , 曾庆伟 , 孙利华 , 毛金娣 , 李书敏 , 邓潺 , 舒孟炯 , 崔跃军 , 桂永丰 , 郭江涛 , 林雪峰 , 涂正光 , 杨欣 , 周铮 , 李广磊 , 孟斌 , 刘利宏 , 陈科文
IPC: F42B15/01
CPC classification number: F42B15/01
Abstract: 本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。
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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：CN106568355B
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201610939916.2
申请日：2016-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛靖 , 曾庆伟 , 孙利华 , 毛金娣 , 李书敏 , 邓潺 , 舒孟炯 , 崔跃军 , 桂永丰 , 郭江涛 , 林雪峰 , 涂正光 , 杨欣 , 周铮 , 李广磊 , 孟斌 , 刘利宏 , 陈科文
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。
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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：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：CN115871917A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211670653.1
申请日：2022-12-24
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压心调节装置及其调节方法和设计方法，其包括获取飞行器的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；基于长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段的初始长度和初始截面尺寸；根据飞行器的尾部舱段内部空间的内部机构，在初始伸缩段上设置与内部机构对应的避让空间，得到初始伸缩段的截面形状，并结合初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；基于初始参数，对初始伸缩段的气动性能进行验证分析，获得满足要求的伸缩段。为提升稳定性，伸缩段从飞行器尾部往外伸出，飞行器压力中心及气动焦点后移；为提升操纵性，伸缩段从飞行器尾部往内收缩，飞行器压力中心及气动焦点前移，以解决变质心处理压心变化的方式所带来的问题。
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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：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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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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