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公开(公告)号：CN113446899B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202110717302.0
申请日：2021-06-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种抛投式发射筒开盖机构，包括前盖、筒口圈、发射筒体、转轴、密封平垫、底座、爆炸螺栓、安装座、底板、O型密封圈等组成，在所述的前盖下端通过“U”字形开口槽与转轴铰接，上端通过螺纹固定在爆炸螺栓上，前盖端面设置有环状密封垫槽；筒口圈内型面与发射筒前端外型面套接；爆炸螺栓安置在安装座中，安装座安置在底板上；底座安置在筒口圈下方，转轴安装在底座的前端通孔内。本发明采用单爆炸螺栓—开口铰链的技术方案，抛盖动力源选用无污染的爆炸螺栓，具有解锁冲击小、无污染、结构简单等优点，有效地解决了现有技术中开盖机构性能不稳定、机构复杂、体积过大、存在污染的技术问题，适用于武器系统大批量生产。
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公开(公告)号：CN112284679A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202010949705.3
申请日：2020-09-10
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明一种燃气舵测力五分量天平及分力的计算方法，包括以下步骤：S1、采集数据，发动机点火后燃气舵在发动机喷流中按照指定规律偏转，采集五分量天平中五分量的电压数据，及燃气舵舵偏角δ，所述五分量包括轴向力Fx、法向力Fy、X轴弯矩Mx、Y轴弯矩My、铰链力矩Mz；S2、计算校准。本方法测得数据丰富，规律性良好，具备良好的可操作性和较高的效率，获取的数据可以全面、准确地描述其性能，为相关专业提供有效数据支撑，同时降低工程研制成本和缩短研制周期，有较强的工程实用价值，针对具体的发动机与燃气舵系统结构形式、外形尺寸、性能指标等要求，可准确获取燃气舵性能参数，指导发动机与燃气舵设计与性能优化。
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公开(公告)号：CN106290969B
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201510242729.4
申请日：2015-05-12
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明公开了一种风速风向探测方法，将探空仪携带至预定高度及位置，精确投放后，探空仪在减速伞带动下自高空下落，实时测得高空至海平面的风速风向，测量过程中考虑减速伞气动力影响，对该影响产生的风速风向误差进行补偿，提高了精度。应用本发明方法探测范围精确可控，测风高度可根据需求设置，不仅可在陆地等空旷场地测风，还可至海上等从地面释放气球后其不易抵达的地方进行测风。
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公开(公告)号：CN112284679B
公开(公告)日：2022-12-16
申请号：CN202010949705.3
申请日：2020-09-10
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明一种燃气舵测力五分量天平及分力的计算方法，包括以下步骤：S1、采集数据，发动机点火后燃气舵在发动机喷流中按照指定规律偏转，采集五分量天平中五分量的电压数据，及燃气舵舵偏角δ，所述五分量包括轴向力Fx、法向力Fy、X轴弯矩Mx、Y轴弯矩My、铰链力矩Mz；S2、计算校准。本方法测得数据丰富，规律性良好，具备良好的可操作性和较高的效率，获取的数据可以全面、准确地描述其性能，为相关专业提供有效数据支撑，同时降低工程研制成本和缩短研制周期，有较强的工程实用价值，针对具体的发动机与燃气舵系统结构形式、外形尺寸、性能指标等要求，可准确获取燃气舵性能参数，指导发动机与燃气舵设计与性能优化。
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公开(公告)号：CN112284750B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202010949699.1
申请日：2020-09-10
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据。试验方法系统，获得数据精度高，通过温度补偿，可获取更可靠的燃气舵性能数据，利于指导发动机与燃气舵设计与优化。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112761823A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011509100.9
申请日：2020-12-19
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。
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公开(公告)号：CN109407690A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811613416.5
申请日：2018-12-27
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器稳定控制方法，包括：S1：分别对俯仰、偏航和滚动通道中受燃气舵和空气舵影响的动力系数进行叠加，根据叠加后的动力系数计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体传递函数；S2：建立俯仰、偏航和滚动通道的三回路控制结构，该三回路控制结构包括角速率反馈回路、伪姿态角反馈回路和弹道倾角速率反馈回路；S3：分别根据俯仰、偏航和滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构对应生成俯仰、偏航和滚动通道控制方程；S4：分别对俯仰、偏航、滚动通道控制方程中的控制参数匹配，实现三通道的动力学解耦；本发明采用空气舵和燃气舵对飞行器进行联动控制，消除稳态误差，防止积分超调引起的系统发散，实现姿态稳定。
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公开(公告)号：CN115183634A
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202210915846.2
申请日：2022-08-01
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种折叠翼导弹弹体维形装置及导弹弹体。包括底座、扭簧、转轴和盖板，底座上平行间隔设置有若干支耳，若干支耳同轴设置有通孔，盖板固定设置有若干安装支耳，安装支耳设置可供所述转轴穿过的贯穿孔，扭簧套装在转轴上，扭簧在压缩状态下，扭簧的第一活动端与底座相抵接，第二活动端与盖板的安装支耳相抵接，盖板可在扭簧的作用力下绕转轴转动。其有益效果为：通过盖板对翼片槽缝隙的填补，以最简单的结构、最易行的方式保证了导弹弹体在飞行状态结构的完整性；在非工作状态，维形装置处于弹体内，不影响导弹翼片的折叠，工作状态，导弹飞行过程中自动填补翼片槽缝隙，既保证了发射筒或者发射箱整体尺寸的紧凑性。
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公开(公告)号：CN114061380A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111148292.X
申请日：2021-09-29
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明属于制导技术领域，具体为一种概略瞄准制导方法，包括如下步骤：进入发射流程后进行初始对准，由惯组数据可计算得到初始姿态角；射手通过手动调整导引头框架角进行快速概略瞄准，使目标出现在导引头视场中，根据此时导引头框架角与初始姿态角计算离轴角与射界角；转导航后，持续按照概略瞄准的信息，对发射坐标系下的目标坐标进行计算，再将其转换至弹体坐标系，实时计算导引头预置框架角；出筒后，导引头按照计算进行框架角预置，并自动进行目标的搜索捕获。一旦捕获成功，转为跟踪状态，依靠导引头导引飞向目标，直至命中。本发明制导方法可实现射前概略瞄准、快速发射、发射后不管。
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公开(公告)号：CN112284750A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202010949699.1
申请日：2020-09-10
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据。试验方法系统，获得数据精度高，通过温度补偿，可获取更可靠的燃气舵性能数据，利于指导发动机与燃气舵设计与优化。
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