公开(公告)号：CN109632875B

公开(公告)日：2021-08-03

申请号：CN201811638894.1

申请日：2018-12-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 刘岳 ,  胡应山 ,  石磊 ,  赵修峰 ,  杨俊斌

IPC: G01N25/20

Abstract: 本发明公开了一种模拟抛罩气动加热光学头罩的热性能试验系统，涉及光学头罩热性能试验方法技术领域。本发明的系统包括：光学头罩固定装置，用于固定光学头罩；加热装置，用于给光学头罩加热；隔热装置，设置于光学头罩与加热装置之间，呈打开和关闭两种状态，隔热装置打开状态时，使光学头罩受加热装置的热源加热；隔热装置关闭状态时，使光学头罩与加热装置的热源隔热；伺服驱动装置，用于驱动隔热装置呈打开和关闭两种状态；控制装置，用于控制加热装置开始加热和通过伺服驱动装置控制隔热装置呈打开和关闭；测试装置，用于采集光学头罩的测试数据。本发明还公开了一种采用模拟抛罩气动加热光学头罩的热性能试验系统的热性能试验方法。

公开(公告)号：CN109632875A

公开(公告)日：2019-04-16

申请号：CN201811638894.1

申请日：2018-12-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 刘岳 ,  胡应山 ,  石磊 ,  赵修峰 ,  杨俊斌

IPC: G01N25/20

CPC classification number: G01N25/20

Abstract: 本发明公开了一种模拟抛罩气动加热光学头罩的热性能试验系统，涉及光学头罩热性能试验方法技术领域。本发明的系统包括：光学头罩固定装置，用于固定光学头罩；加热装置，用于给光学头罩加热；隔热装置，设置于光学头罩与加热装置之间，呈打开和关闭两种状态，隔热装置打开状态时，使光学头罩受加热装置的热源加热；隔热装置关闭状态时，使光学头罩与加热装置的热源隔热；伺服驱动装置，用于驱动隔热装置呈打开和关闭两种状态；控制装置，用于控制加热装置开始加热和通过伺服驱动装置控制隔热装置呈打开和关闭；测试装置，用于采集光学头罩的测试数据。本发明还公开了一种采用模拟抛罩气动加热光学头罩的热性能试验系统的热性能试验方法。

公开(公告)号：CN109612659B

公开(公告)日：2021-08-10

申请号：CN201811625088.0

申请日：2018-12-28

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 刘岳 ,  胡应山 ,  杨俊斌 ,  赵修峰

IPC: G01M5/00

Abstract: 本发明公开了一种异形构型舱段的载荷加载装置，该装置包括支撑杆、两个连接件、加载组件和连接器，所述支撑杆沿长度方向设有至少一个加载孔，两个所述连接件分别设于所述支撑杆的一端，每一所述连接件上均设有多个固定件，所述加载组件包括加载带和多个固定扣，所述加载带依次穿设多个所述固定扣，其中一部分所述固定扣固定于所述支撑杆一端的所述固定件上，剩下部分所述固定扣固定于所述支撑杆另一端的所述固定件上，使所述加载带形成交叉网状结构，所述连接器设于所述加载带上，且用于连接并固定所述加载带的两端。本发明提供了一种异形构型舱段的载荷加载装置，加载装置可根据舱段大小、加载宽度大小和载荷大小相应调试，降低成本，提高工效。

公开(公告)号：CN109612659A

公开(公告)日：2019-04-12

申请号：CN201811625088.0

申请日：2018-12-28

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 刘岳 ,  胡应山 ,  杨俊斌 ,  赵修峰

IPC: G01M5/00

Abstract: 本发明公开了一种异形构型舱段的载荷加载装置，该装置包括支撑杆、两个连接件、加载组件和连接器，所述支撑杆沿长度方向设有至少一个加载孔，两个所述连接件分别设于所述支撑杆的一端，每一所述连接件上均设有多个固定件，所述加载组件包括加载带和多个固定扣，所述加载带依次穿设多个所述固定扣，其中一部分所述固定扣固定于所述支撑杆一端的所述固定件上，剩下部分所述固定扣固定于所述支撑杆另一端的所述固定件上，使所述加载带形成交叉网状结构，所述连接器设于所述加载带上，且用于连接并固定所述加载带的两端。本发明提供了一种异形构型舱段的载荷加载装置，加载装置可根据舱段大小、加载宽度大小和载荷大小相应调试，降低成本，提高工效。

公开(公告)号：CN118518363A

公开(公告)日：2024-08-20

申请号：CN202410569720.3

申请日：2024-05-09

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 苗小旦 ,  胡建辉 ,  曹鹏 ,  李泽洪 ,  胡胜云 ,  秦建飞 ,  付密果 ,  付青 ,  陈文捷 ,  袁政 ,  周子翔 ,  赵修峰 ,  李仲佑 ,  刘昌鹏 ,  刘清源

IPC: G01M15/00 ,  G01M15/14

Abstract: 本发明公开了一种发动机柔性喷管摆动幅度角及方向角测试装置和方法，涉及航天工程测试领域。该方法包括以下步骤：在柔性喷管尾部端面圆的圆周上选择至少两个测试点，并给每个测试点配置检测设备；驱使柔性喷管摆动，并利用检测设备检测测试点的位移，所述位移包括在喷管坐标系中的X方向位移、Y方向位移和Z方向位移；基于各个测试点的位移、端面圆圆心与喷管摆心距离，计算摆动幅度角及方向角。本发明所用的位移传感器相较于现有的测量设备，不易受光强、温度变化等因素的影响，因此本发明提供的测试方法能够适应于更广泛的应用场景。此外，通过选定多组测试点进行同步测试，还可进一步提高该测试方法的可靠性和测试精度。