-
公开(公告)号：CN114018433A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111091335.5
申请日：2021-09-17
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所 , 湖北三江航天江河化工科技有限公司
IPC: G01K11/322
Abstract: 本发明公开了一种固体推进剂固化方坯内温度场的测试装置及测试方法，测试装置包括方坯、牛皮纸盒、不锈钢套管及单模光纤，方坯一面开口，牛皮纸盒与方坯形状相同，牛皮纸盒从方坯的开口端放入，牛皮纸盒的各个面紧贴方坯内壁设置，不锈钢套管设置在牛皮纸盒内，不锈钢套管的两端伸出方坯的开口一段距离，不锈钢套管在牛皮纸盒内进行折弯，包括平行于方坯开口端面的多组水平管段，水平管段与方坯横截面的对角线重合，单模光纤从不锈钢套管的一端穿入，另一端穿出，单模光纤与不锈钢套管间隙设置，单模光纤的两端分别连接温度解调仪的输入端口和输出端口。该测试装置控制灵活，精度高，可以更加全面获得推进剂固化过程中不同空间位置处的温度信号。
-
公开(公告)号：CN116398322A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310322171.5
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法，涉及飞行器发动机喷管技术领域，该喷管由内向外依次包括内烧蚀层、内隔热层、支承结构、外隔热层和外烧蚀层，内烧蚀层靠近喷管入口端的内壁设有喉衬，支承结构包括：复合材料铺层，其铺设于内隔热层和外隔热层之间，复合材料铺层设有向外凸出的限位安装座；金属嵌件，其套设于复合材料铺层，并抵接限位安装座靠近喷管入口端的一侧；外隔热层由喷管的入口端延伸至金属嵌件，并与金属嵌件抵接。本申请，不仅增加结构强度和刚度，减小结构变形，还可确保喷管与燃烧室的连接密封可靠，提高结构可靠性，以匹配飞行器发动机工作环境下喷管结构的压强载荷，实现在喷管恶劣环境下的应用。
-
公开(公告)号：CN114018434A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111098425.7
申请日：2021-09-18
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01K11/322
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机界面粘接胶液检测装置及检测方法，检测装置包括分布式光纤、加热电阻丝、测温仪、供电单元及数据处理单元，加热电阻丝与分布式光纤同步设置，加热电阻丝用于将分布式光纤加热至指定温度，加热电阻丝和分布式光纤组合成胶液检测光缆，胶液检测光缆在胶液灌注之前铺设于界面间隙内，能够检测界面内任意一点的胶液状态，供电单元用于给加热电阻丝供电，分布式光纤与测温仪连通，测温仪用于检测界面内整段分布式光纤的温度，通过数据处理单元分析后获取整个灌胶界面的胶液分布云图。该检测装置以分布式光纤为基础进行检测，检测精度高，结构简单，实施成本低，可以直接观察到粘接界面的胶液灌注质量。
-
公开(公告)号：CN112324593A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011233159.X
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。
-
公开(公告)号：CN104816842B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201510256760.3
申请日：2015-05-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种微纳卫星多星适配部署装置，包括部署器和平台接口，所述平台接口用于实现部署器与卫星平台之间的物理与电气连接；所述部署器包括支撑组件和弹射组件，所述支撑组件包括隔板(1)和侧板(2)，所述隔板(1)具有多个，并且均具有卡槽(11)，所述侧板(2)具有多个，该侧板用于卡装在所述卡槽(11)内，通过设置相互平行的多层隔板以及不同规格的多层侧板以形成多层不同体积大小的格子，用于容置多个不同规格的微纳卫星；所述弹射组件(3)能用于将所述微纳卫星弹射出。本发明中部署装置能容置多种规格微纳卫星并进行发射，其通用性好，成本低廉。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104816842A
公开(公告)日：2015-08-05
申请号：CN201510256760.3
申请日：2015-05-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种微纳卫星多星适配部署装置，包括部署器和平台接口，所述平台接口用于实现部署器与卫星平台之间的物理与电气连接；所述部署器包括支撑组件和弹射组件，所述支撑组件包括隔板(1)和侧板(2)，所述隔板(1)具有多个，并且均具有卡槽(11)，所述侧板(2)具有多个，该侧板用于卡装在所述卡槽(11)内，通过设置相互平行的多层隔板以及不同规格的多层侧板以形成多层不同体积大小的格子，用于容置多个不同规格的微纳卫星；所述弹射组件(3)能用于将所述微纳卫星弹射出。本发明中部署装置能容置多种规格微纳卫星并进行发射，其通用性好，成本低廉。
-
公开(公告)号：CN117989021A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410139344.4
申请日：2024-01-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种大尺寸固体发动机封头绝热层及其成型方法，涉及飞行器发动机技术领域。该封头绝热层包括连接的接头部和过渡段绝热层。接头部包括金属接头，金属接头的外表面设有第一绝热层，金属接头的内表面由里至外依次设有第二绝热层和第三绝热层，第一绝热层和第二绝热层由贴覆的绝热料片经硫化形成；第三绝热层与过渡段绝热层3采用绝热料浆固化一体成型。本申请的大尺寸固体发动机封头绝热层及其成型方法，通过第三绝热层和过渡段绝热层在室温下涂覆固化一体成型，避免绝热料片搭接，显著降低压机设备及工装的投入成本，降低大尺寸固体发动机封头绝热层的制作难度，还可适应各种形状和厚度的绝热层成型，提升绝热层的表观质量和成型精度。
-
公开(公告)号：CN112324593B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202011233159.X
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备绝热结构，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。
-
公开(公告)号：CN114018435A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111103937.8
申请日：2021-09-18
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01K11/322 , G01B11/16
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机推进剂脱粘检测装置及检测方法，该检测装置包括套管光缆、紧包光缆、解调仪及数据处理单元，所述套管光缆和紧包光缆并列设置在发动机壳体与推进剂的粘接界面之间，套管光缆用于检测粘接界面因为温度变化引起的光纤布里渊频移变化，紧包光缆用于检测粘接界面由于温度变化和外力共同作用引起的光纤布里渊频移变化，套管光缆和紧包光缆共同组成脱粘检测光缆，脱粘检测光缆沿发动机壳体的内圆周均匀设于粘接界面内，多条脱粘检测光缆串联后与解调仪连接，数据处理单元用于解析解调仪检测数据并识别脱粘结果，该检测装置可以精确获取发动机壳体与推进剂粘接界面的胶液分布云图。
-
公开(公告)号：CN111114759A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911338381.3
申请日：2019-12-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器气动热防护系统，涉及超高速飞行器领域。包括飞行器主体、第一输送组件、第二输送组件和驱动组件，第一输送组件包括低压输送件和贮存件，低压输送件用于将贮存件内的冷却介质加压后朝下游输送，第二输送组件包括第一加压件和第二加压件，第一加压件用于对加压后的冷却介质进一步加压后输送至飞行器主体，冷却介质用于吸收飞行器主体外壁的热量并在吸收后气化，第二加压件用于将一部分气化后的冷却介质用来驱动第一加压件，驱动组件用于将另一部分气化后的冷却介质的内能转化为动能以产生推力。本发明提供的飞行器气动热防护系统，可以满足长时间面临气动热环境的气动热防护需求，同时为飞行器提供正推力或姿态控制动力。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
14
records
(took 0.047 seconds)
