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公开(公告)号：CN106295074A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610764335.X
申请日：2016-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009 , G06F2217/08
Abstract: 本发明提供一种运载火箭舱段振动响应特性分析优化方法及系统，本发明先构建一个由虚拟样机建模模块、数据库管理模块和人机交互模块组成的运载火箭舱段振动响应特性分析优化系统，该系统使用计算机编程语言进行开发，将运载火箭舱段结构特征、力学性能特征和振动条件特征参数化，利用现有计算机辅助工程和设计软件进行模拟振动仿真实验。本发明方法可依据火箭舱段的结构特征参数、力学性能参数和振动条件参数，快速、准确、有效地分析其振动响应特性和结构方案的可行性，并在此基础上加以优化设计，输出得到运载火箭舱段的最优结构模型。本方法可提高产品研发效率，提升产品设计质量，缩短产品设计周期。
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公开(公告)号：CN104925269B
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201510232948.4
申请日：2015-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置及方法，其中，系统包括试验工装组件、舱段组件以及舱内组件，所述试验工装组件包括加热膜片、所述加热膜片贴合在舱段组件外，所述加热膜片具有多个并根据舱段组件的外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆。检测方法包括准备检测平台步骤、涂覆内隔热层步、包覆加热膜片步骤、测量步骤。本发明系统和方法中，采用加热膜片加热，较好的模拟超高速飞行器的复杂舱段内的热环境，进而能检测其舱内热设计。
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公开(公告)号：CN109989852A
公开(公告)日：2019-07-09
申请号：CN201910252142.X
申请日：2019-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明公开了一种装药燃烧室壳体的成型方法，装药燃烧室壳体包括外壳体和绝热层，绝热层设于外壳体的内表面，绝热层包括沿外壳体长度方向依次分布并相连的前封头绝热结构、柱段绝热结构和后封头绝热结构，其特征在于，成型方法包括以下步骤：提供缠绕芯模、封头模具和绝热料浆；在封头模具内喷涂绝热料浆，采用模压成型的方式制备前封头绝热结构和后封头绝热结构；将前封头绝热结构和后封头绝热结构均装配至缠绕芯模上；在缠绕芯模的外表面喷涂绝热料浆，形成柱段绝热结构；在绝热层的外表面缠绕纤维并形成外壳体；固化，形成装药燃烧室壳体。
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公开(公告)号：CN109711525A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811522912.X
申请日：2018-12-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种用于SPH算法的邻近粒子搜索方法及系统，涉及计算流体力学技术领域。本发明通过构建预置单胞网格并计算每个粒子所在位置的网格单元编号；将粒子映射到网格单元中，获取每个粒子所对应的网格单元编号，根据网格单元编号找出粒子的相邻网格单元；逐个比较每个粒子与相邻网格单元中的粒子的距离并建立粒子对。该方法可以有效提高软件的鲁棒性。通过算例验证，使用本发明进行流体力学问题的数值计算仿真是可行的，有效提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN106394938A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610863521.9
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，该装置用于对姿控动力单元进行热防护，其包括后底盖板、后底盖板防热层、姿控防热承力板、姿控防热层、姿控发动机喷管防热套以及脱插头防热套，后底盖板安装在舱体上，其为承力件，姿控动力单元设置在后底盖板上，后底盖板防热层覆盖在后底盖板上，姿控承力板包套住姿控动力单元，姿控防热层覆盖在所述姿控承力板上，姿控动力单元包括姿控发动机，姿控发动机出口处设置有姿控发动机喷管，姿控发动机喷管防热套包套在姿控发动机喷管端口处，脱插头防热套包套在脱插头上。本发明装置可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，可提高姿控系统设计的可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117517461A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311493066.4
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国科学院声学研究所 , 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种板状复合材料的弹性常数计算方法及装置。该方法包括：对于N个传播角度中任意的第i个传播角度，检测板状复合材料以第i个传播角度传播的超声兰姆波所对应的M个波形数据，并通过M个波形数据计算第i个第一频散数据；根据与第i个传播角度对应的第i个第一弹性常数数据，以及超声兰姆波的特征信息，计算对应的第i个第二频散数据；将第i个第一频散数据与第i个第二频散数据在目标频带上的最小二乘拟合差作为第i个目标函数；以最小化第i个目标函数的函数值为寻优目标求解目标函数，获得第i个第二弹性常数数据，其中，第i个第二弹性常数数据包括至少两个目标弹性常数各自的寻优参数值，从而确定多个目标弹性常数。
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公开(公告)号：CN109989852B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201910252142.X
申请日：2019-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明公开了一种装药燃烧室壳体的成型方法，装药燃烧室壳体包括外壳体和绝热层，绝热层设于外壳体的内表面，绝热层包括沿外壳体长度方向依次分布并相连的前封头绝热结构、柱段绝热结构和后封头绝热结构，其特征在于，成型方法包括以下步骤：提供缠绕芯模、封头模具和绝热料浆；在封头模具内喷涂绝热料浆，采用模压成型的方式制备前封头绝热结构和后封头绝热结构；将前封头绝热结构和后封头绝热结构均装配至缠绕芯模上；在缠绕芯模的外表面喷涂绝热料浆，形成柱段绝热结构；在绝热层的外表面缠绕纤维并形成外壳体；固化，形成装药燃烧室壳体。
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公开(公告)号：CN106394938B
公开(公告)日：2019-12-24
申请号：CN201610863521.9
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，该装置用于对姿控动力单元进行热防护，其包括后底盖板、后底盖板防热层、姿控防热承力板、姿控防热层、姿控发动机喷管防热套以及脱插头防热套，后底盖板安装在舱体上，其为承力件，姿控动力单元设置在后底盖板上，后底盖板防热层覆盖在后底盖板上，姿控承力板包套住姿控动力单元，姿控防热层覆盖在所述姿控承力板上，姿控动力单元包括姿控发动机，姿控发动机出口处设置有姿控发动机喷管，姿控发动机喷管防热套包套在姿控发动机喷管端口处，脱插头防热套包套在脱插头上。本发明装置可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，可提高姿控系统设计的可靠性。
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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：CN104925269A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510232948.4
申请日：2015-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置及方法，其中，系统包括试验工装组件、舱段组件以及舱内组件，所述试验工装组件包括加热膜片、所述加热膜片贴合在舱段组件外，所述加热膜片具有多个并根据舱段组件的外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆。检测方法包括准备检测平台步骤、涂覆内隔热层步、包覆加热膜片步骤、测量步骤。本发明系统和方法中，采用加热膜片加热，较好的模拟超高速飞行器的复杂舱段内的热环境，进而能检测其舱内热设计。
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