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公开(公告)号：CN106326664A
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201610769626.8
申请日：2016-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种导弹分布机载载荷确定方法，该方法首先建立所需坐标系，再建立导弹载荷计算模型，确定计算原始参数数值，确定导弹各截面位置，再确定导弹各截面附加过载，确定导弹各截面在全机坐标系下的过载，再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载，确定导弹与悬挂装置间力的作用位置，最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力，再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统，本发明一种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况，从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性，该方法简单、可靠，能够应用于工程实际。
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公开(公告)号：CN109460075B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811296538.6
申请日：2018-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
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公开(公告)号：CN111122197A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911372948.9
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种舵机综合应力加载装置，涉及舵机技术领域，该舵机综合应力加载装置包括：振动部件；设置在振动部件顶面的舵机；与舵机连接的扭动杆件；套设在扭动杆件上的支撑环；与支撑环的侧壁连接，设置在振动部件顶面的拉动部件；设置在振动部件顶面的扭动基座；其中，扭动杆件的自由端插设在扭动基座内。本发明能够对舵机提供多种应力，通过综合应力的加载，为舵机性能检测提供便利。
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公开(公告)号：CN111122197B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN201911372948.9
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种舵机综合应力加载装置，涉及舵机技术领域，该舵机综合应力加载装置包括：振动部件；设置在振动部件顶面的舵机；与舵机连接的扭动杆件；套设在扭动杆件上的支撑环；与支撑环的侧壁连接，设置在振动部件顶面的拉动部件；设置在振动部件顶面的扭动基座；其中，扭动杆件的自由端插设在扭动基座内。本发明能够对舵机提供多种应力，通过综合应力的加载，为舵机性能检测提供便利。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106930865B
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201710115454.7
申请日：2017-02-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
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公开(公告)号：CN106930865A
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201710115454.7
申请日：2017-02-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
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公开(公告)号：CN115664156A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211268839.4
申请日：2022-10-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种超小型复合电磁驱动锁紧机构及控制方法，其包括：驱动组件和锁紧组件；主轴一端固设有摩擦板，另一端穿设驱动组件，并在驱动组件的磁力作用下带动负载旋转；锁紧组件位于摩擦板和驱动组件之间，锁紧组件用于在断电后与摩擦板接触，以对主轴绕轴旋转方向的自由度进行约束；以及用于在通电后与摩擦板分离，以取消对主轴绕轴旋转方向的自由度的约束。在工作时，主轴的锁紧和解锁依靠锁紧组件与摩擦板的接触和分离进行实现，主轴的转速和输出扭矩通过PWM并配合驱动组件进行控制，并且主轴的转位过程为非接触式传动；驱动组件和锁紧组件是共轴的，集成为一个机构，从而满足系统高密度集成及轻质化的要求，以及可靠性高的要求。
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公开(公告)号：CN109460075A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811296538.6
申请日：2018-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
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公开(公告)号：CN106326664B
公开(公告)日：2018-07-31
申请号：CN201610769626.8
申请日：2016-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了种导弹分布机载载荷确定方法,该方法首先建立所需坐标系,再建立导弹载荷计算模型,确定计算原始参数数值,确定导弹各截面位置,再确定导弹各截面附加过载,确定导弹各截面在全机坐标系下的过载,再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载,确定导弹与悬挂装置间力的作用位置,最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力,再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统,本发明种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况,从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性,该方法简单、可靠,能够应用于工程实际。
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