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公开(公告)号：CN119627447A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411576595.5
申请日：2024-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及天线微波技术领域，具体涉及一种双频段及角度稳定型频率选择表面单元及结构。该双频段及角度稳定型频率选择表面单元包括：依次堆叠设置第一基层、金属周期性结构层和第二基层，所述金属周期性结构层包括角度对应、依次套设，且间隔设置的第一六边形金属环、第二六边形金属环和第三六边形金属环；所述第二六边形金属环的宽度大于第一六边形金属环和第三六边形金属环的宽度，且所述第二六边形金属环的六个角上均设有缺口，且在所述缺口处设有与所述第二六边形金属环和第三六边形金属环均间隔的多边形金属块。能够解决现有技术中现有FSS设计存在角度稳定性不佳、通带插损大，出现带外栅瓣，以及抑制性恶化的问题。
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公开(公告)号：CN112590245B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202011338397.7
申请日：2020-11-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及复合材料缠绕壳体芯模技术领域，具体公开了一种大型复合材料缠绕体芯模装置，包括：芯轴、外模、第一轴承座、第二轴承座、第一调心轴承、第二调心轴承；第一调心轴承、第二调心轴承均设置于芯轴上；第一轴承座、第二轴承座分别设置于第一调心轴承、第二调心轴承上；外模通过第一轴承座、第二轴承座，经第一调心轴承、第二调心轴承与芯轴连接，外模与驱动装置连接。本发明所提供的复合材料缠绕壳体芯模颠覆了现有所有芯模的运动模式，使得外模支撑跨距大幅度减小，从设计源头上成功解决了芯模挠度问题，采用两个调心轴承将外模与芯轴之间的变形完全隔离，芯轴的挠度变形或热膨胀变形不会对外模产生任何影响。
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公开(公告)号：CN103511772B
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201310475411.1
申请日：2013-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供一种可伸缩可旋转金属管接头，包括管接头组件及连接管组件，连接管组件包括活塞组件和与之配合的缸筒，缸筒的一端与活塞组件滑动密封配合，缸筒的另一端与管接头组件连接；活塞组件包括中空管状的活塞杆，活塞杆的一端为置于缸筒中的具有中心通孔的活塞头，活塞杆的另一端在缸筒外与管接头连接。所述的缸筒的前端是与活塞杆配合的前封头，前封头与缸筒交界处有排气孔，缸筒的后端是与管接头组件连接的内螺纹孔，内螺纹孔外侧有与管接头组件对应的环形端面，环形端面上开有V形环向槽。管接头组件包括连为一体的与缸筒连接的螺纹连接部分和与管路连接的标准管接头。活塞组件的活塞头包括两个环向凹槽和安装在环向凹槽上的两个密封圈。本发明结构简单、成本低廉、工作可靠。
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公开(公告)号：CN103075453B
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201310002679.3
申请日：2013-01-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F16F7/00
Abstract: 本发明公开一种具有空间可调功能的复合缓冲装置，包括支撑部分和缓冲部分，支撑部分包括下罩、上罩和调节螺套，缓冲部分包括金属减振垫、垫片和塑性体；下罩和上罩都是圆桶状，同向放置；下罩圆桶上部有一段小直径段，小直径段有外螺纹，上罩有内螺纹，上罩倒置与下罩的小直径段的外螺纹连接，上罩和下罩下部的外径相同，套接处外壁都有外螺纹，由螺套将上罩与下罩锁定；下罩倒置，将金属减振垫、垫片、塑性体罩在桶腔内；所述的塑性体包括是阶梯状形变薄壁筒，下部形变薄壁筒的下部是下支撑环，下部形变薄壁筒的上部是与上部支撑筒连接的环状支撑台，环状支撑台上放置垫片，垫片上放置金属减振垫；下罩的内空高度等于缓冲部分总体高度与分离螺母的高度之和。
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公开(公告)号：CN114151502B
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202111410164.8
申请日：2021-11-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及火箭分离技术领域，公开了一种自锁功能低冲击的分离缓冲装置，包括：缓冲盒，其内部设有空腔，其中一面设置有导向孔；连接螺母，其一端伸出缓冲盒外连接爆炸螺栓，连接螺母另一端部分伸入导向孔内；冲击限位组件，其包括多个卡板，每个卡板由导向孔的边沿向缓冲盒外伸出，且卡板的伸出端向导向孔的轴线倾斜；当爆炸螺栓爆炸后，连接螺母从导向孔内部分伸出，并与所有卡板构成的整体过盈配合。本发明具有以下优点和效果：通过多个卡板形成的类似爪形的笼式结构，当爆炸螺栓爆炸后，连接螺母收到冲击从缓冲盒的导向孔中冲出，并撞击在卡板形成的笼式结构内，使得卡板和连接螺母之间过盈配合，最终将连接螺母夹持住，防止连接螺母回落。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112848242B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202110190180.4
申请日：2021-02-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及固体发动机壳体结构技术领域，公开了一种带变形适配器层的缠绕芯模，所述缠绕芯模用于成型复合壳体，缠绕芯模包括芯模壳体，芯模壳体的前端中央被带有台阶的芯轴穿出，所述芯模壳体包含金属骨架、以及依次包裹在金属骨架外层的麻绳层和石膏层；所述金属骨架与所述麻绳层之间设置具有低弹性模量的变形适配器层；当高温固化复合壳体引发芯轴轴向膨胀时，所述复合壳体保持原有位置不变；所述变形适配器层内壁被热膨胀的金属骨架压缩变形。本发明的缠绕芯模及复合壳体成型方法，该缠绕芯模使得复合壳体内型面更接近于设计状态，且减小了复合壳体的固化内应力。
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公开(公告)号：CN113978696A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111315339.7
申请日：2021-11-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本申请涉及一种航天器及其热阻式端头帽安装结构，其包括：端头帽，其内设有第一隔热件；后舱段；第二隔热件，其设于所述端头帽和后舱段之间，以形成热辐射阻隔层；第三隔热件，其设于所述端头帽和后舱段之间，以形成热传导阻隔层，所述热传导阻隔层覆盖所述热辐射阻隔层；连接件，其穿过所述第一隔热件和第三隔热件，并将所述端头帽和后舱段连接。形成的热辐射阻隔层避免热辐射，热传导阻隔层覆盖热辐射阻隔层，从而使端头帽和后舱段在连接时是间接接触的，在隔绝热传导的同时也进行热辐射的隔绝；第一隔热件将连接件和端头帽部分隔开，以减少连接件热量的传递，从而达到严酷热工作环境条件下的密封与热防护目标。
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公开(公告)号：CN112082437A
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN202010791124.1
申请日：2020-08-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本申请涉及一种飞行器夹块式级间分离结构，属于飞行器分离技术领域，包括：上壳体，其包括位于上壳体外壁的上凸台，上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；下壳体，其包括位于下壳体外壁的下凸台，下凸台的底面为向上倾斜的斜面；夹块，其内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽；分离螺栓，其依次穿过上壳体和下壳体与夹块螺纹连接。本申请的夹块的内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽，通过调整凹槽与上凸台的顶面和下凸台的底面相配合的角度，可将分离螺栓径向力转换为下壳体和上壳体连接的轴向力，能将径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓的承载能力，可减少分离螺栓的数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。
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公开(公告)号：CN110304282B
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN201910569442.0
申请日：2019-06-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。
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公开(公告)号：CN110304282A
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201910569442.0
申请日：2019-06-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种星箭分离系统及其分离方法，该装置包括运载火箭和至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆，以使对应的所述卫星发生偏转。本发明提供的星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。
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