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公开(公告)号：CN119483356A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411436189.9
申请日：2024-10-15
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明提供了一种无刷伺服电机自动寻零的方法，属于嵌入式技术领域，本发明的一种无刷伺服电机自动寻零的方法依托SvPWM无刷伺服控制算法，用软件给电机开出相应PWM信号，驱动无刷伺服电机自动偏转，根据角度传感器反馈的值来判断当前输出是否为期望值，软件经过几轮尝试后即可找出零位。本发明方法可以使得伺服产品装配完成前无需人工参与伺服参数的采集和测量，且成品后进行零位自动标定，能较大提高伺服电机零位标定的效率和产品装配的效率，也便于后期成品的维护。
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公开(公告)号：CN116718080A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310793187.4
申请日：2023-06-30
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种大展弦比纵向折叠翼锁定解锁装置，包括活塞缸、活塞装置、初始锁紧机构、到位锁紧机构、传动转接部件及驱动机构；活塞装置滑动设置在活塞缸内；初始锁紧机构设置于活塞缸体侧面，用于初始锁紧活塞装置；到位锁紧机构采用钢球式锁紧结构，设置于活塞杆后端；传动转接部件设置于活塞杆前端，连接于弹翼；驱动机构为活塞装置提供驱动力，从而带动传动转接部件驱动弹翼展开。本发明结构组成简单、功能可靠，具有初始约束力大、解锁力小、锁紧力大的特点；集弹翼初始锁紧及解锁、驱动运动及到位锁紧等多种功能于一体。同时，还可实现锁定解锁装置手动解锁、驱动运动及到位自动锁定等功能，安装调试及勤务处理便捷。
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公开(公告)号：CN119847039A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411990626.1
申请日：2024-12-31
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明提供一种集成弹载数据链的导弹综合控制器及其控制方法，包括电源板、基带控制板和射频板，电源板与基带控制板之间、基带控制板与射频板之间通过板对板连接器连接，其中：基带控制板包括SoC芯片，SoC芯片集成有双核ARM处理器和可编程逻辑门阵列，双核ARM处理器的一个内核用于处理飞行器上各单机的数据、对飞行器的控制参数进行计算和执行地面火控系统的指令，双核ARM处理器的另一个内核用于配置数据链参数和进行无线通信。本发明提供了一种集成数据链的综合控制器及其控制方法，用以解决现有技术中存在的硬件设计成本高、软件耦合复杂和信息交互与指令响应不及时等问题。
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公开(公告)号：CN112781587B
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202011595063.8
申请日：2020-12-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明公开了一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法，包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接。本发明使用定位定向系统进行高精度测量，姿态角测量精度不低于0.01°，与现有技术相比整体精度提升一个数量级，且能够测量实际挂机飞行过程姿态角实时动态误差。
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公开(公告)号：CN116625177A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310782399.2
申请日：2023-06-29
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种飞行器折叠舵及其锁定解锁装置，折叠舵包括外舵、内舵、锁销机构、驱动机构；外舵底部设置有转轴孔件、锁销孔件；内舵上部设有安装孔件、定位孔件；锁销机构设置在锁销孔件内，包括锁紧销、压缩弹簧和堵塞；驱动机构包括套筒轴和扭杆，套筒轴穿过外舵和内舵，将两者相连接；扭杆一端通过套筒轴固定在定位孔件上，另一端通过堵塞固定在锁销孔件上，外舵可绕套筒轴折叠；锁定解锁装置包括栅格翼、限位杆和分离机构；折叠舵安装在飞行器伺服舱壳体周侧，限位杆安装在栅格翼上，通过分离机构与飞行器连接，限位杆伸出部分将外舵约束在折叠状态。本发明相比于现有技术结构更加简单、气动性能好、解锁展开对飞行器飞行姿态影响小。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112832931A
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN202011534508.1
申请日：2020-12-22
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖,包括骨架和填充物，所述骨架包括若干环形杆、斜杆和横杆，所述环形杆与斜杆的各交接处固定连接，所述横杆将每一层的环形杆连接起来，所述骨架外形的包络型面构成圆台型，所述骨架尺寸小于喷管堵盖尺寸，所述环形杆与斜杆的数量根据喷管堵盖的尺寸与强度要求确定，可根据要求的喷管堵盖强度调整骨架环形杆、横杆、斜杆的数量，环形杆、横杆、斜杆的数量越多，喷管堵盖强度越大。本发明的喷管堵盖以硬质骨架为基础，采用短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合物发泡成型，提高了堵盖的结构稳定性与强度。
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公开(公告)号：CN112832931B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202011534508.1
申请日：2020-12-22
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖,包括骨架和填充物，所述骨架包括若干环形杆、斜杆和横杆，所述环形杆与斜杆的各交接处固定连接，所述横杆将每一层的环形杆连接起来，所述骨架外形的包络型面构成圆台型，所述骨架尺寸小于喷管堵盖尺寸，所述环形杆与斜杆的数量根据喷管堵盖的尺寸与强度要求确定，可根据要求的喷管堵盖强度调整骨架环形杆、横杆、斜杆的数量，环形杆、横杆、斜杆的数量越多，喷管堵盖强度越大。本发明的喷管堵盖以硬质骨架为基础，采用短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合物发泡成型，提高了堵盖的结构稳定性与强度。
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公开(公告)号：CN112781587A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202011595063.8
申请日：2020-12-28
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明公开了一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法，包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接。本发明使用定位定向系统进行高精度测量，姿态角测量精度不低于0.01°，与现有技术相比整体精度提升一个数量级，且能够测量实际挂机飞行过程姿态角实时动态误差。
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公开(公告)号：CN104740812B
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201310723829.X
申请日：2013-12-25
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: A62C19/00
Abstract: 本发明公开了一种灭火弹的控制方法，包括：根据灭火弹出筒速度、出筒角度、出筒时刻相对目标的高度和延时起爆时间获得灭火弹相对地面的抛撒高度和射程；根据灭火弹相对地面的抛撒高度和射程建立查询表格，在灭火弹发射前，根据设定的射程和抛撒高度并结合上述查询表格获得灭火弹的出筒速度和出筒角度；根据出筒速度和出筒角度发射灭火弹使得所述灭火弹的爆高符合设定的要求。本发明通过调整灭火弹起爆位置，可大大增加抛撒的灭火药剂的有效覆盖面积，并且使得灭火剂直接作用于火源高度处，提高灭火剂的使用效率，增强灭火效能。
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公开(公告)号：CN104740812A
公开(公告)日：2015-07-01
申请号：CN201310723829.X
申请日：2013-12-25
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: A62C19/00
CPC classification number: A62C19/00
Abstract: 本发明公开了一种灭火弹的控制方法，包括：根据灭火弹出筒速度、出筒角度、出筒时刻相对目标的高度和延时起爆时间获得灭火弹相对地面的抛撒高度和射程；根据灭火弹相对地面的抛撒高度和射程建立查询表格，在灭火弹发射前，根据设定的射程和抛撒高度并结合上述查询表格获得灭火弹的出筒速度和出筒角度；根据出筒速度和出筒角度发射灭火弹使得所述灭火弹的爆高符合设定的要求。本发明通过调整灭火弹起爆位置，可大大增加抛撒的灭火药剂的有效覆盖面积，并且使得灭火剂直接作用于火源高度处，提高灭火剂的使用效率，增强灭火效能。
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