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[实用新型]一种适用于微风洞试验设备的热防护试件-CN202220395437.X有效
发明人：肖勇;单华伟;马宝合;安秋龙;马雪松;马朝阳 -专利权人：湖北航聚科技有限公司
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本实用新型提供一种适用于微风洞试验设备的热防护试件，所述热防护试件包括热防护试件背板和设置在热防护试件背板背面的防热层；其中，所述热防护试件背板的中部设有一热阻断层，所述热阻断层将热防护试件背板分割为中心区域和外框区域，所述中心区域为微风洞热防护试验区域。通过设置热阻断层，将热防护试件背板分割为中心区域和外框区域，所述中心区域和外框区域之间通过热阻断层实现热量阻断，相互不会进行热量传导，有效提高了测量数据的有效性和重复性，避免由于试件面积尺寸过大造成热量大量分散流失，进而使试验数据失真的问题，可指导高超声速飞行器的热防护设计和理论方法的试验验证。
一种适用于微风试验设备防护

[发明专利]基于相变储热的高温隔热罩和飞行器喷管组件-CN202210374698.8在审
发明人：毛靖;刘利宏;涂正光;王辉;徐文博;毛金娣;高旭;王源杰;单华伟;吴继华;沙训;林雪峰;贾湘婷;张凯;张道毅 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-04-11 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本申请涉及一种基于相变储热的高温隔热罩和飞行器喷管组件，涉及航天飞行器设计技术领域，高温隔热罩包括沿喷管至舱段依次分布且相连的气凝胶层和相变储热封装层，相变储热封装层包括封装壳和相变储能材料，封装壳内具有容置腔；相变储能材料填充于容置腔内；以及，气凝胶层的厚度被适配成：喷管的热源经过气凝胶层隔热后，传递至相变储热封装层的热量达到相变储能材料的相转变温度。飞行器喷管组件包括喷管和舱段，舱段与喷管之间形成有隔热空间；高温隔热罩设于隔热空间内。气凝胶层将喷管产生的大量热量隔离阻挡，相变储能材料吸热储能，大幅度降低进入舱段内部的热量，改善舱段内部重要单机工作环境，实现飞行器长时间稳定工作。
基于相变高温隔热飞行器喷管组件

[发明专利]一种适用于微风洞试验设备的热防护试件-CN202210180243.2在审
发明人：肖勇;单华伟;马宝合;安秋龙;马雪松;马朝阳 -专利权人：湖北航聚科技有限公司
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-07-08 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种适用于微风洞试验设备的热防护试件，所述热防护试件包括热防护试件背板和设置在热防护试件背板背面的防热层；其中，所述热防护试件背板的中部设有一热阻断层，所述热阻断层将热防护试件背板分割为中心区域和外框区域，所述中心区域为微风洞热防护试验区域。通过设置热阻断层，将热防护试件背板分割为中心区域和外框区域，所述中心区域和外框区域之间通过热阻断层实现热量阻断，相互不会进行热量传导，有效提高了测量数据的有效性和重复性，避免由于试件面积尺寸过大造成热量大量分散流失，进而使试验数据失真的问题，可指导高超声速飞行器的热防护设计和理论方法的试验验证。
一种适用于微风试验设备防护

[发明专利]一种导弹热防护结构热试验方法及系统-CN202010318141.3有效
发明人：石磊;林雪峰;毛靖;单华伟;赵涛;范开春;徐泽超;曾长;付丹娣;明承东;贾湘婷;李广磊;杨超;涂建强 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-04-21 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本申请涉及导弹热防护技术领域，具体公开了一种导弹热防护结构热试验方法及系统。该试验系统包括：固定设置的辐射加热器，所述辐射加热器罩设在导弹热防护结构的背风面上，用于对所述背风面加热；还包括电弧风洞装置，其设于导弹热防护结构的迎风面侧，所述电弧风洞装置的喷口与所述导弹热防护结构的迎风面平齐并对所述迎风面进行动态烧蚀。能够解决现有技术中的试验设备不能对导弹热防护结构进行大段试验的问题。
一种导弹防护结构试验方法系统

[发明专利]一种飞行器气动热防护试验数据可视化系统-CN201710518331.8有效
发明人：石磊;范开春;汪文龙;王博哲;胡善刚;郭辉荣;王辉;单华伟;陈兴峰 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-06-29 - 公布日： 2020-08-04 - 主分类号： G06F16/22 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞行器气动热防护试验数据可视化系统，系统包括数据录入和数据查询两大部分，数据录入中提供材料库、动态热试验、静态热试验、飞行试验、热环境测量试验、热‑力/振试验等的数据资料录入功能，数据查询中提供以型号项目、试验地点、试验人员、试验类型、试验产品类型、考核材料类型等作为关键词的搜索功能，可以查看录入的各种类型数据，带有数据对比分析功能，结果可视化。
一种飞行器气动防护试验数据可视化系统

[发明专利]一种防隔热一体化翼连接结构-CN201710507967.2有效
发明人：卢迪;王辉;单华伟;戴肇鹏;汪文龙;范开春 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-06-28 - 公布日： 2020-05-19 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明一种防隔热一体化翼连接结构，翼骨架横截面为“┻”形，隔热层和翼防热层横截面为“┛┗”形，隔热层套盖在翼骨架上面，翼防热层套盖在隔热层上面，通过螺钉和螺母将翼骨架、隔热层、翼防热层连接；飞行器金属壳体安装翼的部位设有凹槽，翼骨架下底座置于飞行器金属壳体凹槽内，通过螺钉连接；飞行器隔热层压在翼骨架和飞行器金属壳体上，飞行器防热层压在翼防热层底座和飞行器隔热层上、通过螺钉和螺母将飞行器防热层、翼防热层、隔热层、和翼骨架连接。本发明根据不同材质的热性能，分别采用不同材质的连接件，安装结构适应分层次进行连接，解决了热匹配问题。
一种隔热一体化连接结构

[发明专利]一种舱外可拆卸天线的防热天线口盖组合结构-CN201710509135.4有效
发明人：戴肇鹏;徐国伟;汪文龙;高庆峰;单华伟;王辉 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-06-28 - 公布日： 2020-01-03 - 主分类号： B64C1/36 文献下载
摘要：发明公开了一种舱外可拆卸天线的防热天线口盖组合结构，包括陶瓷天线口窗(1)、口盖防热层(2)、口盖金属压边(3)、防热螺钉(4)、舱段壳体防热层(5)、舱段壳体金属层(6)、橡胶垫(7)，口盖防热层(2)与口盖金属压边(3)一体化成型，与陶瓷天线口窗翻边粘接，口盖通过防热螺钉(4)安装在舱段上，口盖防热层(2)与舱段壳体防热层(5)之间设计L型密封结构防止热流向舱段壳体金属层(6)和舱体内传导，天线口盖可从舱外壳体上拆卸，便于产品总装测试，天线可后装至单机上，提高了结构空间利用率，且能有效阻隔飞行器飞行过程中的气动热，保证结构完整性和热匹配。
一种可拆卸天线防热口盖组合结构

[发明专利]一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置-CN201610863521.9有效
发明人： 单华伟;卢迪;刘利宏;王辉;胡成蓝;林雪峰;涂正光;秦建飞;舒孟炯 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2016-09-29 - 公布日： 2019-12-24 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：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。
姿控发动机底盖板喷管动力单元防热层姿控系统承力板防热套包再入飞行器高超声速插头大攻角防热套热防护套在热防护装置有效解决承力件端口处包套舱体覆盖

[发明专利]一种自适应热变形挂扣式电缆罩快速安装结构-CN201710572323.1有效
发明人：信傲;杨攀;王博哲;王仰坚;单华伟 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-07-13 - 公布日： 2019-10-08 - 主分类号： H02G3/04 文献下载
摘要：本发明一种自适应热变形挂扣式电缆罩快速安装结构，包括：电缆罩头罩、电缆罩分罩、挂扣、挂钩、固定底座、电缆卡箍、电缆罩尾罩；各电缆罩分罩相互间通过挂钩挂扣连接，避免大量螺钉安装，方便快捷，缩短了运载器的发射周期，适应航天飞行器热变形对电缆罩安装协调性，补偿航天飞行器工作变形为航天飞行器外壁电缆提供良好的工作环境。
一种自适应变形挂扣式电缆快速安装结构

[发明专利]一种高升力特性栅格翼-CN201811639979.1在审
发明人：孙鹏飞;李广磊;周铮;袁蒙;李钧;明承东;朝开秀;陈科文;贾湘婷;王源杰;林雪峰;毛靖;单华伟;石磊;张志明;王松元 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-12-29 - 公布日： 2019-04-12 - 主分类号： B64C3/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种高升力特性栅格翼，包括：框体，框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面，后缘面竖直设置，后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定；多个栅格，栅格设置于框体内部且用于连接前缘面和后缘面，栅格的两端分别与前缘面和后缘面平齐，涉及气动布局设计技术领域。本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，由于前缘存在后掠，正激波变为斜激波，可以有效减阻。
后缘面栅格前缘面框体栅格翼弦长恒定高升力激波反射设计技术领域飞行稳定性临界马赫数低马赫数高马赫数气动布局竖直设置升力面体内部斜激波正激波飞行器后掠减阻平齐前缘升力

[发明专利]一种电弧风洞试验设备-CN201810574401.6在审
发明人：马宝合;范开春;单华伟;林雪峰;石磊;毛靖;肖勇;陈海亚 -专利权人：湖北航聚科技有限公司
申请日： 2018-06-06 - 公布日： 2018-09-28 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种电弧风洞试验设备，包括：依次连通的真空机组、油浴过滤器、热交换器和真空室，其中，所述真空机组，用于将空气压缩为真空；所述油浴过滤器，用于过滤所述真空中的灰尘和杂质，得到纯净的真空；热交换器，用于加热所述纯净的真空，得到纯净的热真空气流以输送给所述真空室；所述真空室内设有等离子炬和三维工件移动平台，所述等离子炬用于通过电弧产生高温气体；所述三维工件移动平台用于夹持待试验工件在XYZ三轴方向上水平移动并绕Y轴在预设角度范围内转动，以改变待试验工件与所述等离子炬的相对位置。本发明提供的技术方案，能够简化现有技术中小型等离子体风洞结构，降低试验成本。
电弧等离子炬风洞试验设备过滤器热交换器三维工件试验工件移动平台真空机组真空室油浴等离子体风洞高温气体空气压缩试验成本依次连通真空气流并绕夹持三轴预设加热过滤转动室内移动

[实用新型]一种瞬态热流传感器-CN201820351798.8有效
发明人：王辉;杨凯;朱新新;杨鸿;吴东;胡永;朱涛;林雪峰;单华伟 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2018-03-14 - 公布日： 2018-09-11 - 主分类号： G01K7/06 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种瞬态热流传感器，包括：测热探针外壳体和热流传感器本体，热流传感器本体包括：无氧铜传热体，其中心位置开有容纳通孔；且容纳通孔接近无氧铜传热体前端的位置其内径增大；无氧铜传热体通过安装法兰结构连接在测热探针外壳体内；端露型铠装热电偶，其固定在无氧铜传热体的容纳通孔内，且端露型铠装热电偶的测温点处于无氧铜传热体容纳通孔的中心位置且其头部距离容纳通孔的出口位置有一定距离；纯银柱塞，其通过浇铸或熔焊的方式连接在无氧铜传热体容纳通孔的出口位置，且与端露型铠装热电偶的头部形成一体；该新型结构的瞬态热流传感器具有加工与装配工艺简单、容易实现质量控制，有利于提高传感器热响应速度和测试精确度。
容纳通孔传热体无氧铜传感器铠装热电偶瞬态热流热流传感器出口位置热探针安装法兰结构本实用新型内径增大头部距离头部形成装配工艺测温点热响应外壳体质量控制纯银熔焊柱塞浇铸体内测试加工

[发明专利]一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置-CN201610864195.3有效
发明人：卢迪;王辉;单华伟;戴肇鹏;汪文龙;范开春 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2016-09-29 - 公布日： 2018-09-07 - 主分类号： B64C15/02 文献下载
摘要：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。
一种马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置

[发明专利]一种高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置-CN201610863465.9有效
发明人：王辉;汪文龙;范开春;单华伟;卢迪;戴肇鹏;朱璇;肖涵山 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2016-09-29 - 公布日： 2018-09-07 - 主分类号： B64D47/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置，其包括柔性垫、刚性垫、应变协调垫、套筒以及压板，套筒呈筒状，套筒固定在承力层上，压板螺接固定在套筒端部，套筒的端部同时压接在压板的法兰面上，应变协调垫设置在压板处，应变协调垫同时与传感器的法兰面一端面相压接，刚性垫一端压接在传感器的法兰面另一端面，刚性垫的另一端抵接柔性垫的一个端面，柔性垫的另一个端面压接防热层，柔性垫端面、传感器头部和传感器侧面均涂敷有密封胶，柔性垫侧面与隔热层间设置有缝隙，刚性垫与套筒以及隔热层之间也均设置有缝隙。本发明装置适用于高马赫数长航时飞行器表面传感器安装，可解决传感器安装的高温热匹配以及热密封问题。
一种马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置

[发明专利]一种瞬态热流传感器-CN201810210225.8在审
发明人：王辉;杨凯;朱新新;杨鸿;吴东;胡永;朱涛;林雪峰;单华伟 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2018-03-14 - 公布日： 2018-07-31 - 主分类号： G01K7/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种瞬态热流传感器，包括：测热探针外壳体和热流传感器本体，热流传感器本体包括：无氧铜传热体，其中心位置开有容纳通孔；且容纳通孔接近无氧铜传热体前端的位置其内径增大；无氧铜传热体通过安装法兰结构连接在测热探针外壳体内；端露型铠装热电偶，其固定在无氧铜传热体的容纳通孔内，且端露型铠装热电偶的测温点处于无氧铜传热体容纳通孔的中心位置且其头部距离容纳通孔的出口位置有一定距离；纯银柱塞，其通过浇铸或熔焊的方式连接在无氧铜传热体容纳通孔的出口位置，且与端露型铠装热电偶的头部形成一体；该新型结构的瞬态热流传感器具有加工与装配工艺简单、容易实现质量控制，有利于提高传感器热响应速度和测试精确度。
容纳通孔传热体无氧铜传感器铠装热电偶瞬态热流热流传感器出口位置热探针安装法兰结构内径增大头部距离头部形成装配工艺测温点热响应外壳体质量控制纯银熔焊柱塞浇铸体内测试加工

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