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[发明专利]电视跟踪半实物仿真方法、装置、设备及存储介质-CN202110039300.0有效
发明人：陈普华;张帆;李焰;曾奎;张力;张培喜;罗伟;黄鑫鑫;吴翔;贾昆;李焊;周晓露 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-01-12 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种电视跟踪半实物仿真方法、装置、设备及存储介质，所述方法通过构建模拟成像环境；在模拟成像环境中标定电视设备与投影屏幕的相对关系，根据相对关系确定电视设备的点源在投影屏幕中相对被观测的半实物的显示位置和大小；将显示位置和大小经过视频线路传递给投影屏幕，连接仿真设备开始对半实物进行仿真；能够通过虚拟点源运动模拟电视跟踪的相对运动过程，极大程度的降低了实验设备需求和实验场地限制，保证了成像环境不受外界干扰，可将跟踪目标的相对运动精度提高，且方便在试验中加入各种偏差，使半实物仿真更加真实，并且操作简单，节省了电视跟踪半实物仿真的成本，使电视跟踪半实物仿真更加便捷高效，提高了仿真效率。
电视跟踪实物仿真方法装置设备存储介质

[发明专利]一种用于飞行器的高空抛罩分离机构-CN202210368245.4有效
发明人：曹丽方;汪文龙;王博哲;周明星;马治;杨攀;高旭;李智;李志杰;周一鸣 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-31 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本申请涉及一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，属于飞行器机身分离技术领域，包括：飞行器，其包括飞行器舱体，以及位于飞行器头部的防护罩，防护罩覆盖所述飞行器舱体端部的飞行器观测窗口；分离器，其包括连接防护罩和飞行器舱体的长行程作动器和短行程作动器，长行程作动器和短行程作动器均具有作动器杆和作动器筒；作动器杆的一端设有固定防护罩的连接头，作动器杆的另一端插在作动器筒中，作动器筒固定在飞行器舱体前端面内侧；本申请的分离器当接到抛罩指令后，短行程作动器的作动器杆先于长行程作动器的作动器杆出作动器筒，当长行程作动器的作动器杆出作动器筒时，防护罩朝向短行程作动器的方向径向偏转并与飞行器舱体分离。
一种用于飞行器高空分离机构

[发明专利]一种火箭管道用滑动阀及其设备降温装置-CN202310909917.2在审
发明人：李志杰;肖任勤;谷果果;刘康;胡驰;杨攀;鲍永定 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-07-24 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本申请涉及一种火箭管道用滑动阀及其设备降温装置，其包括：阀体、推杆和定位结构，阀体内部开设有导通通道和管路通道，导通通道一端为进口，管路通道位于导通通道一侧，且与导通通道连通，阀体一侧设置有导通嘴，导通嘴通过管路通道与导通通道连通；推杆一端伸入导通通道内部，且与阀体滑动连接，推杆具有第一位置和第二位置，当推杆处于第一位置时，管路通道与导通通道连通，当推杆处于第二位置时，管路通道与导通通道隔断，定位结构设置于阀体上，且一端与推杆可拆卸连接，当定位结构与推杆连接时，推杆处于第二位置。本发明中设置了定位结构、推杆和分离体配合，推杆失去分离体的压紧约束滑动至第一位置，实现气体或液体向下一级管路流动。
一种火箭管道滑动及其设备降温装置

[发明专利]一种基于双超表面的折叠反射阵列天线-CN202310803971.9在审
发明人：余振宇;张力;黄鑫鑫;崔跃军;贾昆;蒋超;余彩云;王嘉欣;黄邦祺 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-07-03 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： H01Q15/00 文献下载
摘要：本发明提供一种基于双超表面的折叠反射阵列天线，其包括：馈源天线；反射型超表面，其连接于所述馈源天线周侧，包括若干等间距排列的反射型超表面单元；极化栅阵列，其间隔设置于反射型超表面一侧，至少部分所述极化栅阵列形成对应覆盖所述反射型超表面的第一透射区；透射型超表面，其间隔设于所述极化栅阵列远离所述反射型超表面的一侧，至少部分所述透射型超表面形成对应覆盖所述第一透射区的第二透射区，所述透射型超表面至少在所述第二透射区内包括若干等间距排列的透射型超表面单元。上述方案，能够对传统折叠反射阵列天线辐射的电磁波相位进行二次调节，最终实现对折叠反射阵列天线增益带宽的拓展。
一种基于表面折叠反射阵列天线

[发明专利]一种带自锁功能低冲击的分离缓冲装置-CN202111410164.8有效
发明人：卢迪;肖任勤;鲍永定;朱璇;王博哲;李智;李志杰;杨攀 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-11-18 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： F16F15/02 文献下载
摘要：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。
一种功能冲击分离缓冲装置

[发明专利]一种平台调直系统及其调直方法-CN202011310201.3有效
发明人：王文军;李明兵;宋雷;李刚;谢克锋;吴穹;李秀珍;陈义红;邱有为;张帆;陈璐;于霄;郑潇逸;曹扬帆;焦庆 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-20 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： G05D13/62 文献下载
摘要：本申请涉及一种平台调直系统及其调直方法，涉及地面大型装备调直领域。本平台调直系统中的监测单元设于待调直设备上，并用于采集待调直设备的角度信息，调直单元包括至少四个间隔设于待调直设备底部的调直模块，并用于采集自身相对于待调直设备对应位置的状态信息，及调节待调直设备对应位置的高度，控制单元与监测单元和调直模块均相连，并用于接收角度信息和状态信息，以驱动所有的调直模块同步调节待调直设备对应位置的高度，并使得调节过程中所有的调直模块的顶部均处于同一平面。本申请提供的平台调直系统及其调直方法，解决相关技术中调直过程容易出现多点调直虚接或不同面导致卡死的问题。
一种平台系统及其方法

[发明专利]一种抛罩型天线罩及其飞行器-CN202310704699.9在审
发明人：徐高平;胡驰;王潘宇;周明星;马治;洪珅;朱政光;郭志颖 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-06-14 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： H01Q1/42 文献下载
摘要：本申请涉及一种抛罩型天线罩及其飞行器，其包括：气凝胶层、耐高温罩体层、切割装置和连接环，气凝胶层内部形成有第一容置空间；耐高温罩体层罩设于气凝胶层外表面，耐高温罩体层采用透波防热材料制成；切割装置设置于第一容置空间内部，且与气凝胶层内壁连接，切割装置内部形成有第二容置空间；连接环固定于第二容置空间内部，且连接环外表面与耐高温罩体层连接，连接环内部形成有一飞行器连接腔。本发明中，耐高温罩体层采用透波防热材料制成，能够提高抛罩型天线罩的韧性、强度、耐高温性，配合了设置的气凝胶层进行双层隔热，将安装有切割装置的第一容置空间内的温度和飞行器连接腔内的温度控制在正常工作温度以内。
一种抛罩型天线罩及其飞行器

[发明专利]惯性测量装置的温度补偿方法、装置、设备及存储介质-CN202310649842.9在审
发明人：杨元侠;吕江涛;何健伟;傅艺绮;梁小凤 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种惯性测量装置的温度补偿方法、装置、设备及存储介质，其中该方法包括步骤：建立器件零偏和标度因数的温度误差模型，以对所述器件进行温度补偿，其中所述器件包括陀螺仪和加速度计；建立系统温度误差模型，确定所述器件需要补偿的零偏和标度因数以及器件之间安装误差的值，其中系统为惯性测量装置；根据所述器件需要补偿的零偏和标度因数以及器件之间安装误差的值，计算所述的惯性测量装置的温度补偿量，以对所述惯性测量装置进行温度补偿。本申请通过器件级和系统级温度补偿，不仅对陀螺和加速度计的零偏和标度因数进行精确补偿，还对器件级温补无法涉及到的安装误差进行补偿，显著提高了系统的参数稳定性和测量精度。
惯性测量装置温度补偿方法设备存储介质

[发明专利]一种飞行器的级间分离装置-CN202310592652.8在审
发明人：吴怡;肖任勤;吴竞峰;胡驰;刘康;秦天;董士博 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-05-24 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞行器的级间分离装置，其包括：第一壳体，所述第一壳体的一侧开设有容纳槽，所述容纳槽的内部设置有承力件；第二壳体，所述第二壳体与所述第一壳体固定，使所述第二壳体将所述承力件阻挡在所述容纳槽内，且沿所述第一壳体与所述第二壳体的排列方向，所述承力件的一端与所述第一壳体接触，其另一端与所述第二壳体接触。在第一壳体承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件传递给第二壳体进行分散，提高第一壳体和第二壳体对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件与第一壳体和第二壳体相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；在第一壳体受到弯曲载荷时，承力件起到保护作用，保证第一壳体下端结构强度满足承载要求。
一种飞行器分离装置

[发明专利]用于固体运载火箭的便携式测试发射控制方法及系统-CN202310579926.X在审
发明人：丁波;杜鹏;何健伟;张红;石妙;张阳艳;葛仲浩;邵志浩;徐娅;刘立治 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-05-22 - 公布日： 2023-08-25 - 主分类号： F42B35/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于固体运载火箭的便携式测试发射控制方法及系统，涉及固体运载火箭的发射测试领域。该方法的步骤包括：将综控计算机设置在箭体内部，调用箭上电源为综控计算机供电，综控计算机收集箭体上的数据并进行数据处理后发送至远控计算机，远控计算机根据接收的数据发送相应的指令至综控计算机，综控计算机根据所述指令对箭上对应的设备进行控制。本发明能够通过简化测发控系统地面结构的方式，实现在移动环境下使用测发控系统，进而显著降低使用成本，提高工作效率，扩大适用范围。
用于固体运载火箭便携式测试发射控制方法系统

[发明专利]一种长航时高超声速飞行器的热防护结构-CN202111217085.5有效
发明人：谭友德;王辉;刘庆;胡善刚;王巧云;王博哲;范开春 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-10-19 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： B64C1/38 文献下载
摘要：本申请涉及飞行器技术领域，特别涉及一种长航时高超声速飞行器的热防护结构。本申请提供的热防护结构包括：防热层，所述防热层包括第一蒙皮和第一支撑骨架，所述第一支撑骨架固定连接在第一蒙皮的内部，所述第一蒙皮和第一支撑骨架的材料为纤维复合材料；隔热层，所述隔热层设置在第一支撑骨架的内部，所述隔热层的材料为气凝胶或石英棉；反射层，所述反射层设置在隔热层和第一支撑骨架之间，所述反射层的材料为镍、银、钛或石英纤维；金属层，所述金属层连接在防热层的下方，其包括第二蒙皮和第二支撑骨架，所述第二支撑骨架固定连接在第二蒙皮的内部，所述第二蒙皮和第二支撑骨架的材料为合金材料。
一种长航时高超声速飞行器防护结构

[发明专利]一种飞行器的自动测发控装置和系统-CN202111400116.0有效
发明人：范惠子;王欢;赵浩;余竞轩;陈芳;张少雷 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：本申请实施例公开了一种飞行器的自动测发控装置和系统，涉及航天航空技术领域，所述自动测发控装置被配置为安装在飞行器上，所述飞行器安装在载机上，所述飞行器包括电源和用电器件，所述自动测发控装置包含：处理板，其通讯连接所述载机与所述飞行器；电源板，其受控于所述处理板以使所述载机通过所述电源板向所述飞行器供电。本申请实施例的自动测发控装置以单机形式安装在飞行器上，并用以与载机和载机上的飞行器构建供电和通讯连接，减弱对地面平台的依托提高空中自主程度。
一种飞行器自动测发控装置系统

[发明专利]一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备壳体结构-CN202011231346.4有效
发明人：周睿;刘冬青;赵飞;余明敏;武丹;祝山;钟志文 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备壳体结构，涉及固体火箭发动机的技术领域，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧；试验设备包括：筒状的壳体，其顶部周侧上设有凸缘；顶盖，其盖合在壳体上；卡持机构，其包括两个卡合部和至少两个驱动部；两个卡合部相对设置，且卡合部的内壁上开设有沟槽；两个驱动部布设在壳体两侧，并分别连接一个卡合部，用于驱动对应的卡合部沿壳体的径向方向往复直线移动；同时，在两个卡合部对接时，两个沟槽形成一个环形槽，且环形槽卡持在凸缘与顶盖的边缘外。本申请满足外壳在推进剂燃烧时的密闭连接能力，确保推进剂燃烧的稳定性，且易于开闭顶盖和壳体，提高模拟燃烧试验的效率。
一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备壳体结构

[发明专利]一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备绝热结构-CN202011233159.X有效
发明人：周睿;张志强;武丹;陈文杰;张棚;张斌;许玉荣;赵飞 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备绝热结构，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。
一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备绝热结构

[发明专利]一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备-CN202011233161.7有效
发明人：周睿;陈文杰;武丹;钟志文;张志强;赵启阳;郑振兴 -专利权人： 湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，试验设备用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧；包括：壳体；顶盖，其盖设在壳体上；填充结构，其贴合设置在壳体的内壁上，并与壳体形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；点火装置，其设于壳体上，且位于燃烧室的底部，用于接收点火指令并点燃燃烧室中待测的推进剂；喷管，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置的侧壁上开设有测压孔；测压传感器，其安装在测压孔上，并在推进剂在燃烧室中燃烧时，采集燃烧室的工作压强。本申请实施例以解决相关技术中推进剂燃烧试验成本高、周期长的弊端。
一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备

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