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公开(公告)号：CN111928734A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010887598.6
申请日：2020-08-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种运载器发射模块及运载器发射方法，其包括：底座平台；用于封闭运载器的箱体，其固定于所述底座平台上；用于固定运载器的起竖支撑架，设于所述底座平台的上方，且其一端铰接于所述底座平台，所述起竖支撑架位于所述箱体内；用于发射运载器的发射台，设于所述底座平台靠近所述起竖支撑架的一端。本发明涉及的一种运载器发射模块及运载器发射方法，能够满足海上发射的多平台迁移适应性，以及快速发射的需求。
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公开(公告)号：CN109398762B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201811211277.3
申请日：2018-10-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计领域。本发明对控制变量赋初值；通过固定末级第二次工作时长固定椭圆转移轨道的近地点高度；根据设置的运载火箭飞行时序，对火箭飞行过程中受力情况进行建模，对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算；将计算出的速度、位置通过坐标系转换，判断地心矢径大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角是否满足要求，若满足，输出速度、位置、飞行程序角、高度相关弹道参数，发射弹道设计完成；否则根据当前值与目标值之差调整所述控制变量，进行迭代计算，直至满足要求，采用该方法可以快速实现固体火箭椭圆转移轨道的入轨式弹道方案设计。
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公开(公告)号：CN106428645B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610754292.7
申请日：2016-08-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种星箭分离系统，包括：卫星推离装置，卫星推离装置上设有刚性转接件；套筒，其轴线沿卫星推离方向设置，套筒一端正对刚性转接件；第一步进电机、第二步进电机，规格相同，关于套筒轴线对称设置；第一柔性齿条、第二柔性齿条，规格相同，第一、第二柔性齿条的首端啮合且穿过套筒并与刚性转接件固定连接，套筒用于保证第一、第二柔性齿条啮合，第一、第二柔性齿条的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条的中段与第一步进电机的输出轴齿啮合，第二柔性齿条的中段与第二步进电机的输出轴齿啮合。本发明可有效调节控制分离力大小和速度，大幅提升了分离控制精度及稳定度，并可重复多次使用，提高了资源利用率。
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公开(公告)号：CN105416617A
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201510777730.7
申请日：2015-11-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G7/00
CPC classification number: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种多自由度的级间分离试验装置，属于运载火箭级间分离试验领域。包括试验架车、偏航转轴、U型支撑架、以及第一俯仰支耳和第二俯仰支耳，U型支撑架包括横梁和固定在横梁两端的相互平行的竖梁，横梁的中间处被所述转轴的一端穿入以使U型支撑架能相对偏航转轴转动，第一俯仰支耳和第二俯仰支耳相对固定在所述U型支撑架的竖梁上，且第一俯仰支耳和第二俯仰支耳位于同一平面内，第一俯仰支耳和第二俯仰支耳用于支撑分离体。本发明还公开了利用以上装置进行级间分离试验的方法。本发明装置和方法能较为真实的模拟多自由度条件下的级间分离过程。
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公开(公告)号：CN118917132A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410936854.4
申请日：2024-07-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种整流罩声振预示方法、装置、设备及存储介质，所述方法通过获取当前运载火箭的结构设计数据，根据结构设计数据建立整流罩的实尺度几何模型；根据实尺度几何模型建立整流罩力学等效模型，开展模态试验获取整流罩的模态试验模型和模态特性数据，对整流罩力学等效模型和模态试验模型进行相关性分析，确定待修正参数，根据待修正参数修正整流罩力学等效模型，获得目标有限元模型；建立整流罩内外声腔耦合的声振预示模型进行整流罩声振仿真分析，获取不同频率下整流罩特定考核点的振动及声场响应，该方法在保证了声振预示模型准确的基础上，提高了复合材料整流罩声振仿真预示的计算精度和计算效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117569947A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311547445.7
申请日：2023-11-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种固体火箭发动机壳体及其制备方法，其涉及固体火箭发动机壳体制造领域。该装置包括：燃烧室壳主体，其内设有燃烧空腔；第一绝热层，其粘接于所述燃烧室壳主体内表面；温控粘接层，其粘接于所述第一绝热层上，所述温控粘接层的粘接强度随其温度变化而升高或降低；第二绝热层，其通过所述温控粘接层粘接于所述第一绝热层上。本申请固体火箭发动机壳体在其内表面绝热层中设置一层粘接性能随温度变化的温控粘接层。温控粘接层在发动机工作后的后效传热或壳体整体加热作用下，粘接性能迅速下降，可简便的将烧蚀和炭化层定向快速清除，剩余的原始材料层能够保证绝热层修复成型的粘接性能。
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公开(公告)号：CN117249731A
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202311292507.4
申请日：2023-10-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种高效程序转弯的弹道设计方法，包括：在运载火箭上布置两台转弯发动机，依次提供侧向推力；在程序转弯段设计程序角模式，设置交班点；交班点前，程序角模式为俯仰角模式；自交班点后，程序角模式从俯仰角模式转换为攻角模式。本发明提供一种高效程序转弯的弹道设计方法，在运载火箭上配置两台转弯发动机以提供控制冲量矩，通过两台转弯发动机接力工作，依次为程序转弯段提供侧向推力，辅助完成程序转弯；通过设计具有交班点的程序角模式，精准匹配转弯发动机的工作模式，以满足火箭转弯过载、转弯角速率、攻角变化率等多种约束，转弯全程平滑，有效提升控制品质。该方法减少控制系统设计压力，保证运载火箭姿态控制精度。
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公开(公告)号：CN109398762A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811211277.3
申请日：2018-10-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计领域。本发明对控制变量赋初值；通过固定末级第二次工作时长固定椭圆转移轨道的近地点高度；根据设置的运载火箭飞行时序，对火箭飞行过程中受力情况进行建模，对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算；将计算出的速度、位置通过坐标系转换，判断地心矢径大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角是否满足要求，若满足，输出速度、位置、飞行程序角、高度相关弹道参数，发射弹道设计完成；否则根据当前值与目标值之差调整所述控制变量，进行迭代计算，直至满足要求，采用该方法可以快速实现固体火箭椭圆转移轨道的入轨式弹道方案设计。
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公开(公告)号：CN106114910B
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201610442832.8
申请日：2016-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出了一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，在时间域度上将整个变轨机动轨道分成N个利用开环制导的动力飞行段和(N‑1)个无动力的自由滑行段，滑行期间利用GNSS/BD2进行轨道确定、中心计算机执行状态更新和任务再规划解算，产生下一个动力飞行段的控制指令，并按飞行时序对每个区间的轨道机动轨迹进行滚动优化，减少开环制导控制产生的累积误差，实现整个轨道控制的大闭环。本发明具有精度高、适用范围广、工程实践容易等优点。
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公开(公告)号：CN106114910A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610442832.8
申请日：2016-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/242
Abstract: 本发明提出了一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法，在时间域度上将整个变轨机动轨道分成N个利用开环制导的动力飞行段和(N‑1)个无动力的自由滑行段，滑行期间利用GNSS/BD2进行轨道确定、中心计算机执行状态更新和任务再规划解算，产生下一个动力飞行段的控制指令，并按飞行时序对每个区间的轨道机动轨迹进行滚动优化，减少开环制导控制产生的累积误差，实现整个轨道控制的大闭环。本发明具有精度高、适用范围广、工程实践容易等优点。
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