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公开(公告)号：CN104596360B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201510013173.1
申请日：2015-01-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种折叠翼解锁撤收机构，包括转轴头、传动杆、前转轴、后转轴、前支撑架、后支撑架、前钢丝绳、后钢丝绳；传动杆的一端连接转轴头，传动杆的中间部分前、后分别套接有前转轴和后转轴，转轴头的转动通过传动杆带动前转轴和后转轴同步转动；前支撑架套装于前转轴外部且固定于外翼前接头上，后支撑架套装于后转轴外部且固定于外翼后接头上；前钢丝绳的一端连接前转轴，另一端竖直连接前弹簧销的顶部；后钢丝绳的一端连接后转轴，另一端竖直连接后弹簧销的顶部；第一转轴和第二转轴同步转动时，其各自连接的前、后钢丝绳绕轴缠绕，同时拉动前、后弹簧销竖直上升，从而实现内、外翼间的拔销解锁，其结构简单，操作方便，可维护性强。
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公开(公告)号：CN104165553A
公开(公告)日：2014-11-26
申请号：CN201410442580.X
申请日：2014-09-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种用于折叠翼的锁紧解锁机构，其结构为：作动筒的内部轴向安放有内推杆，内推杆的右端套接堵头，内推杆的左端端面接触外推杆；内推杆外部与作动筒内壁之间套放有压缩弹簧；作动筒的右端外筒壁对称开有用于内置滚珠的两通孔，外翼在与两通孔对应位置处开有两弧形凹槽；推动推杆右移时，堵头从作动筒的通孔处移开，滚珠在内外翼扭矩作用下被挤入通孔并进入作动筒内腔，此时作动筒形成光滑的转轴；松开推杆，在压缩弹簧作用下内推杆带动堵头左移，堵头移动到通孔处，将滚珠顶出通孔，此时外翼弧形凹槽与作动筒通孔处于同轴，滚珠被顶入凹槽，作动筒形成带凸起的转轴。应用本发明降低了解锁力，延长了使用寿命，使用方便，占用空间小。
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公开(公告)号：CN114623734A
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202210209312.8
申请日：2022-03-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供一种火箭级间分离防护装置及防护方法，属于火箭防护装置技术领域，适用于在火箭级间分离时，对被分离体进行防护，被分离体包括上面级发动机，分离体包括舱体，上面级发动机的末端位于舱体内，所述火箭级间分离防护装置为多直径环状结构，所述多直径环状结构设置于上面级发动机的末端与舱体之间，且多直径环状结构位于舱体一侧的外表面光滑。本发明能够在分离体与被分离体分离时，对被分离体进行保护，避免分离体碰撞被分离体，同时利用光滑外表面对分离体进行导向，保证分离过程的稳定性。
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公开(公告)号：CN109573094A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811481114.7
申请日：2018-12-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64F5/10
Abstract: 本发明公开了一种基于飞行器舱段对接的热防护装置，所述热防护装置包括：第一舱段壳体，其外覆有第一舱段防护层；第二舱段壳体，其与所述第一舱段壳体相连；所述第二舱段壳体外覆有与所述第一舱段防护层相连的第二舱段防护层；搭接盖板，其适配于所述第一舱段防护层和所述第二舱段防护层形成的双边台阶状腔内并抵接于所述第一舱段壳体上。本发明其舱段壳体和舱段防护层、舱段防护层和搭接盖板独立安装，搭接盖板使得第一舱段防护层和第二舱段防护层相互独立，有效避免了第一舱段防护层和第二舱段防护层在高温高压下滑移的影响；搭接盖板的台阶状结构有效阻止高速热流对于舱段壳体加热或进入舱段内部。
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公开(公告)号：CN106547965A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610929527.1
申请日：2016-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种高超声速滑翔类飞行器的热防护装置，其包括防热层、隔热层和承力层，隔热层覆盖在承力层上，防热层覆盖在隔热层上，防热层和所述承力层相分隔且无物理上的连接或者接触，以保证防热层和所述承力层在气动加热环境下自由变形，防热层包括多块，多块防热层相互拼接以形成整体，多块防热层在舱段的拐角处、舱段的角部处、水平翼和舱体的交接处相互拼接，在舱段对接处的防热层和承力层间局部设置有多个防热条，多个防热条相隔间隙，防热条相对防热层能自由滑动，以适应应力变形，防热条和所述防热层材质相同。本发明通过防热层分块设计、防热层和承力层的分离设计，能有效解决热匹配和热应力难题，提高了热防护装置的可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104198303B
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201410441762.5
申请日：2014-09-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01N3/26
Abstract: 本发明公开一种扭杆蠕变量测量装置，包括底座，前支架、后支架、前接头、后接头、限位螺钉、刻度盘和指针；前、后支架对称安装在底座两端，前支架的上端面开有螺纹通孔；扭杆两端分别插入前、后接头的通孔内，前接头与前支架周向不固定，后接头与后支架周向固定，前接头上径向开有通孔，当扭杆随前接头扭转时，前接头的通孔恰好与前支架上端面的螺纹通孔同轴对齐，限位螺钉用于旋入螺纹通孔和前接头通孔内，使扭杆保持固定角度；前支架的前端面安装有刻度盘，前接头的端部安装有指针，指针随扭杆转动而转动,通过指针指示的刻度盘读取蠕变量。本发明装置结构简单，占用空间小，制造简单，纯机械式测量，测量结果直观，易于测量，准确度高。
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公开(公告)号：CN106347637A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610864195.3
申请日：2016-09-29
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马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈、导流筒、防热罩外防热层、姿控防热罩，底盖板防热层以及底盖板，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板防热层铺设在底盖板上，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，姿控防热罩外还包套有防热罩外防热层，在姿控防热罩和防热罩外防热层上的对应于姿控发动机喷管处均设置有导流口，导流口处安装有导流筒，在导流筒和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈。本发明装置通过增设各种防热层以及设计导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，防止其受高温影响，提高了姿控系统工作的可靠性。
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公开(公告)号：CN113899256B
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202111126026.7
申请日：2021-09-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及弹体结构技术领域，特别涉及一种紧凑环境固体姿控安装结构、方法及弹箭，所述紧凑环境固体姿控安装结构用于将姿控系统与发动机喷管喉衬的连接，包括：至少两个弧形板，其用于连接所述姿控系统，且所述姿控系统位于所述弧形板的内侧；设于所述弧形板相对两端的连接件，相邻所述弧形板端部的连接件相互贴合并连接，多个所述弧形板通过所述连接件依次首尾连接以形成环状结构，以套设于所述发动机喷管喉衬。本申请中，姿控系统无需从轴向套装至发动机喷管，消除了姿控系统在安装时与发动机喷管大端之间的干涉问题，安装至发动机喷管的喉衬处，而提高发动机喷管上安装空间的利用率。
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公开(公告)号：CN114655464A
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202210346041.0
申请日：2022-03-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器，包括提供嵌入件、覆盖脱模布、喷涂第一涂层、挤压第一涂层形成第二涂层以及固化第二涂层等步骤。本发明具有以下优点和效果：本申请通过形成自适应形状的涂层，可消除飞行器舱体与整流罩贴合部位的间隙，并保证其密封性。同时本申请提供的安装方法，在形成涂层时使用脱模布遮罩，在涂层未完全固化时，用脱模布将飞行器舱体和涂层隔离开，在涂层成型之后进行清理，消除局部不规整的形状，确保飞行器的气动外形，两者相结合使得涂层不会干扰到飞行器舱体和整流罩之间的可靠分离。
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公开(公告)号：CN114151502A
公开(公告)日：2022-03-08
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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