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[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]一种轻质高效热阻空气舵-CN202111215643.4有效
发明人：谭友德;刘庆;高旭;王辉;洪珅;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： 2023-07-21 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本申请涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轻质高效热阻空气舵。本申请提供的轻质高效热阻空气舵包括:舵轴，所述舵轴的内部为中空结构，所述舵轴采用钛合金、高温合金或合金钢制成；舵体，所述舵体与舵轴固定连接，所述舵体内设置防热层和舵芯，所述防热层由纤维增强树脂基复合材料、氧化锆陶瓷或氧化铝陶瓷构成，所述舵芯包括连接板和舵骨架，所述连接板连接在防热层和舵骨架之间，所述连接板为内部中空的工字型结构，所述舵骨架由多个骨架筋相互连接构成。本申请提供的空气舵具有质量轻、承载大、可靠性高、结构利用率高、隔热性能优异的特点。
一种高效空气

[发明专利]一种舵轴的相变式防热结构及飞行器-CN202110898917.8有效
发明人：高旭;毛靖;李志杰;王辉;涂正光;范开春;谭友德 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-08-02 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本申请涉及飞行器舵轴防热设计技术领域，特别涉及一种舵轴的相变式防热结构及飞行器，所述舵轴的相变式防热结构包括舵轴本体，所述舵轴本体上开设有连接通道；相变储能环，所述相变储能环部分设于所述连接通道内，且与所述连接通道的内壁贴合，所述相变储能环内装填有相变材料。本申请具有兼顾舵轴本体承载能力的同时降低舵轴本体温度的优点。
一种相变防热结构飞行器

[实用新型]一种大型复合材料LRTM共固化近净成型模具-CN202223417794.0有效
发明人：王华侨;张文明;林守雁;石章靖;吴华明;张静;黄靖;王辉;范开春;罗海涛;冯四伟;王春艳;翟爱华;张权;李宝华;赵华军 -专利权人：湖北三江航天红阳机电有限公司
申请日： 2022-12-20 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： B29C70/34 文献下载
摘要：本申请提供一种大型复合材料LRTM共固化近净成型模具，涉及机械设计制造及材料加工工程复合材料成型模具技术领域，包括底座和模具主体；模具主体包括卡环、前端板、后端板、阴模组件、镶件和阳模。本申请模具解决了采用纯金属工艺蒙皮成本高、变形大、维型困难等缺陷的问题；本模具的模具主体通过回转使的树脂和织物融合更加充分和均匀，同时有利于固化过程中部分气体的排出；本模具成型过程中利于外型面成型，同时避免残留较多树脂导致脱模时容易脱皮；同时利于二次使用时固化后的树脂清理，避免脱模形成脱皮及加工成本高等多种不利因素；本模具的网格筋槽内均匀地连接有排气阀和注胶阀，注胶过程中能保证注胶的均匀性，同时能保证排气的畅通性。
一种大型复合材料 lrtm 固化成型模具

[发明专利]一种外防热涂层自动喷涂设备及其喷涂方法-CN201711193564.1有效
发明人：肖勇;范开春;陈海亚;周超;马雪松 -专利权人：湖北航聚科技有限公司
申请日： 2017-11-24 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： B05B13/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种外防热涂层自动喷涂设备及其喷涂方法，该自动喷涂设备包括：控制装置、工件输送工装、工件旋转工装和喷涂机器人，其中，所述工件输送工装用于夹持待喷涂工件，并将待喷涂工件输送到喷涂工位上；所述工件旋转工装架设在所述工件输送工装上，待喷涂工件套设在所述工件旋转工装上，所述工件旋转工装用于在所述控制装置的控制下驱动待喷涂工件进行自旋转；所述喷涂机器人设置在喷涂工位旁，用于在所述控制装置的控制下对自旋转的待喷涂工件进行外防热涂层的喷涂。通过本发明的技术方案，能够解决现有技术中自动喷涂设备结构复杂，成本高的问题及喷涂厚度精度低的问题。
一种防热涂层自动喷涂设备及其方法

[发明专利]一种针织毡转移工具-CN202211672704.4在审
发明人： 范开春;胡善刚;吴华明 -专利权人：武汉锋云正华精密科技有限公司
申请日： 2022-12-22 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： B65G7/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种针织毡转移工具，涉及航空复合针织毡转移加工技术领域，具体包括上壳体、底壳以及若干连接梁和组装螺栓，上壳体的内侧水平设有针座，针座上均匀分布有固定孔，每个固定孔内从上到下贯穿插接有插针，该插针插在插针套管内并延伸处底壳外侧；上壳体的中部通过固定螺栓还安装有施力提手，上壳体上分别一体成型有一号螺纹孔、二号螺纹孔和三号螺纹孔。本发明所记载的转移工具，可以通过多个基本单元装置进行组合拼装出不同形态的组合工具，以便于对针织毡实施转移套装操作，实用性强，且操作起来简单方便，更容易对针织毡表面实施抓取施力，使得针织毡在转移时，其表面上、下位置的受力更加均匀，能够提高针织毡的转移装配效率。
一种针织转移工具

[发明专利]一种轻质防隔热的复合材料及其制备方法-CN202010425788.6有效
发明人： 范开春;王辉;涂正光;王博哲 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-05-19 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： C08L61/06 文献下载
摘要：本申请公开一种轻质防隔热的复合材料及其制备方法，涉及热防护结构技术领域，所述复合材料由复合织物完全浸没在树脂基体中，采用低压树脂传递模塑成型RTM工艺固化制成；其中，所述复合织物包括多个层叠连接的单层织物，每个单层织物的密度均不同，且所有单层织物的密度按层叠顺序依次递减。本申请提供的复合材料具备优良的抗烧蚀、隔热以及热匹配性能；且其该制备方法简单、成本低、周期短。
一种轻质防隔热复合材料及其制备方法

[发明专利]一种飞行器进气道的安装结构-CN202111095149.9有效
发明人：刘庆;王辉;朱璇;李志杰;雷琪;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： 2021-09-17 - 公布日： 2023-03-17 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞行器进气道的安装结构，其包括：机身，其包括机身前部、机身本体和机身后部；进气道，其位于所述机身前部和所述机身本体的一侧，所述进气道的后部与所述机身后部固定，所述进气道的侧边设有多个调节孔，通过竖直固定件穿过所述调节孔将所述侧边与所述机身本体连接，所述调节孔的内轮廓尺寸大于所述竖直固定件的横截面的尺寸，因此，进气道与机身连接处留有空间供进气道热变形移动，满足进气道与机身的热变形匹配安装。
一种飞行器进气道安装结构

[发明专利]一种飞行器用多功能口盖-CN202210912835.9在审
发明人：胡驰;胡善刚;朱璇;刘庆;陈兴峰;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： 2022-07-31 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： B64C1/14 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞行器用多功能口盖，涉及航天技术领域，包括主体部、多个吊点件和多个连接件，其中，主体部包括口盖部和环绕在所述口盖部四周的口盖周侧区域部，所述口盖部包括操作口盖和透波口盖，所述透波口盖嵌设于所述操作口盖内；多个吊点件分布于所述主体部四周；多个连接件分布于所述主体部四周，所述口盖部通过所述连接件与所述口盖周侧区域部连接。本申请提供的一种飞行器用多功能口盖，集操作、透波、起吊多个功能于一体，避免飞行器舱体结构上设置过多的开口导致飞行器整体结构刚度降低。
一种飞行器用多功能口盖

[发明专利]一种整流罩装置及旋转侧抛方法-CN202210370033.X在审
发明人：李志杰;王辉;高旭;王博哲;谭友德;杨攀;曹丽方;卢迪;毛靖;范开春;涂正光 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-04-08 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本申请公开了一种整流罩装置及旋转侧抛方法，涉及飞行器抛罩分离技术领域，整流罩装置包含整流罩本体和转动叉，整流罩本体包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面，飞行器舱体的外表面设置若干爆炸分离螺栓，整流罩的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓；转动叉的前端固定于整流罩本体的后端，转动叉的后端可转动连接飞行器舱体外表面；当爆炸分离螺栓分离且整流罩本体在气动分离作用面的作用下绕转动叉后端旋转至设定角度时，整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离。本申请的整流罩装置及旋转侧抛方法无须加装动力装置，巧妙利用空气流动的气动力，实现了整流罩分离，装置简单，设备成本低。
一种整流装置旋转方法

[发明专利]一种飞行器舱体排气导流结构及方法-CN202210209309.6在审
发明人：李志杰;谭友德;王辉;盛世龙;石江波;朱璇;王源杰;卢迪;杨攀;李智;高旭;曹丽芳;王博哲;范开春;涂正光 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-04 - 公布日： 2022-07-12 - 主分类号： B64C1/38 文献下载
摘要：本发明提供一种飞行器舱体排气导流结构及方法，属于飞行器内流道技术领域，包括在飞行器舱体内部位于进气开口后方的位置设置挡流板，在挡流板与飞行器舱体之间设有密封组件，并在导流板上开设进气孔。在飞行器舱体内部设置一端与进气孔连通的导气管路，并将导气管路的另一端与飞行器舱体外部连通。从进气开口进入的空气依次通过进气孔和导气管路传输至飞行器舱体的外部。本发明的结构与舱体内部隔绝，在飞行器飞行时，能够将前部结构进入的高温气流导出，避免舱内温度升高。
一种飞行器排气导流结构方法

[发明专利]一种飞行器天线罩连接结构-CN202210394990.6在审
发明人：洪珅;范开春;马治;周明星;涂正光;王辉;李志杰;王博哲;毛靖 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-04-14 - 公布日： 2022-07-05 - 主分类号： B64C1/36 文献下载
摘要：本发明涉及高超声速飞行器的头罩及热防护技术领域，具体涉及一种飞行器天线罩连接结构，该飞行器天线罩连接结构，包括：天线罩、螺母和与螺母对应的隔热螺钉，其中，天线罩包括用于与后部舱段连接的连接端，所述连接端的内壁周向间隔设有至少三个螺母孔，所述连接端内还设有与所述螺母孔连通的螺栓孔；与各个所述螺母孔对应的螺母设在所述螺母孔内；与所述螺母对应的隔热螺钉用于穿过所述后部舱段上的连接孔和所述连接端上的螺栓孔与所述螺母连接，以将所述后部舱段和连接端连接。本申请能够解决现有技术中采用粘接剂类型或通过改良粘接剂提高其使用温度，但是依然有脱落风险的问题。
一种飞行器天线罩连接结构

[发明专利]一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器-CN202210346041.0在审
发明人：李志杰;王博哲;王辉;高旭;谭友德;杨攀;李智;曹丽方;卢迪;毛靖;范开春;涂正光 -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： 2022-06-24 - 主分类号： B64F5/10 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器，包括提供嵌入件、覆盖脱模布、喷涂第一涂层、挤压第一涂层形成第二涂层以及固化第二涂层等步骤。本发明具有以下优点和效果：本申请通过形成自适应形状的涂层，可消除飞行器舱体与整流罩贴合部位的间隙，并保证其密封性。同时本申请提供的安装方法，在形成涂层时使用脱模布遮罩，在涂层未完全固化时，用脱模布将飞行器舱体和涂层隔离开，在涂层成型之后进行清理，消除局部不规整的形状，确保飞行器的气动外形，两者相结合使得涂层不会干扰到飞行器舱体和整流罩之间的可靠分离。
一种飞行器整流适应性密封方法

[发明专利]一种带变形适配器层的缠绕芯模及复合壳体成型方法-CN202110190180.4有效
发明人：梁纪秋;赵飞;司学龙;范开春;周睿;肖任勤;储成彪;钟志文 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-02-18 - 公布日： 2022-06-17 - 主分类号： B29C53/82 文献下载
摘要：本发明涉及固体发动机壳体结构技术领域，公开了一种带变形适配器层的缠绕芯模，所述缠绕芯模用于成型复合壳体，缠绕芯模包括芯模壳体，芯模壳体的前端中央被带有台阶的芯轴穿出，所述芯模壳体包含金属骨架、以及依次包裹在金属骨架外层的麻绳层和石膏层；所述金属骨架与所述麻绳层之间设置具有低弹性模量的变形适配器层；当高温固化复合壳体引发芯轴轴向膨胀时，所述复合壳体保持原有位置不变；所述变形适配器层内壁被热膨胀的金属骨架压缩变形。本发明的缠绕芯模及复合壳体成型方法，该缠绕芯模使得复合壳体内型面更接近于设计状态，且减小了复合壳体的固化内应力。
一种变形适配器缠绕复合壳体成型方法

[发明专利]一种火箭级间分离防护装置及防护方法-CN202210209312.8在审
发明人：李志杰;王博哲;信傲;储成彪;杨攀;孙旋;卢迪;高旭;曹丽芳;范开春;鲍永定;梁纪秋 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-04 - 公布日： 2022-06-14 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本发明提供一种火箭级间分离防护装置及防护方法，属于火箭防护装置技术领域，适用于在火箭级间分离时，对被分离体进行防护，被分离体包括上面级发动机，分离体包括舱体，上面级发动机的末端位于舱体内，所述火箭级间分离防护装置为多直径环状结构，所述多直径环状结构设置于上面级发动机的末端与舱体之间，且多直径环状结构位于舱体一侧的外表面光滑。本发明能够在分离体与被分离体分离时，对被分离体进行保护，避免分离体碰撞被分离体，同时利用光滑外表面对分离体进行导向，保证分离过程的稳定性。
一种火箭分离防护装置方法

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