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[发明专利]用于固体火箭发动机的技术成熟度管理方法及系统-CN202310431397.9在审
发明人：武丹;胡夏芬;梁纪秋;祝珊;焦晓亮;赵飞;唐自佳;郑磊;郑振兴;周睿;钟志文;司学龙 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-04-20 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： G06Q10/0631 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于固体火箭发动机的技术成熟度管理方法及系统，涉及固体火箭发动机的信息管理领域。该方法的步骤包括：根据火箭固定发动机的研发参数信息生成成熟度管理树形结构，设置每个子部件的技术类别的当前技术成熟度和期望技术成熟度；根据每个子部件的技术类别的技术成熟度、期望技术成熟度和技术类别信息，生成每个需要提升的技术类别的工作任务，每项工作任务执行完成后，更新对应技术类别的技术成熟度等级。本发明还能够获取并保存火箭固定发动机所需每个部件的研发参数信息和技术成熟度，以供操作人员在需要时进行回溯和统计。
用于固体火箭发动机技术成熟度管理方法系统

[发明专利]一种非抛离式飞行器分离发射装置-CN202310328234.8在审
发明人：胡适;梁纪秋;常子原;刘庆豪;胡万林;彭威;刘鹰;吴枫;张林玉;杨森;钱勤建;刘康 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-03-30 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： B64G1/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种非抛离式飞行器分离发射装置，其包括：运载器，所述运载器转动安装有两个分离支架，所述分离支架开设有缺口，两个所述分离支架通过分离螺栓锁止于关闭状态，且两个所述分离支架之间形成腔室，两个所述缺口围成安装口，所述分离支架与所述运载器之间连接有弹性件，所述弹性件趋于打开两个所述分离支架；所述安装口安装飞行器一，所述腔室安装飞行器二。分离螺栓爆炸分离，解除对分离支架的限位固定，在弹性件的弹力下，打开分离支架，释放安装口内的飞行器一，同时也为后续飞行器二的分离做好准备工作；分离支架与运载器相连，保留了转动功能，分离支架转动后不抛离，满足航天发射活动不新增太空垃圾影响轨道安全的要求。
一种抛离飞行器分离发射装置

[发明专利]一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法-CN202310322171.5在审
发明人：张盛源;许玉荣;周子翔;徐节荣;祝珊;任孝宇;朱翰林;梁纪秋;司学龙;武丹;周睿;张斌 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： F02K1/78 文献下载
摘要：本申请公开了一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法，涉及飞行器发动机喷管技术领域，该喷管由内向外依次包括内烧蚀层、内隔热层、支承结构、外隔热层和外烧蚀层，内烧蚀层靠近喷管入口端的内壁设有喉衬，支承结构包括：复合材料铺层，其铺设于内隔热层和外隔热层之间，复合材料铺层设有向外凸出的限位安装座；金属嵌件，其套设于复合材料铺层，并抵接限位安装座靠近喷管入口端的一侧；外隔热层由喷管的入口端延伸至金属嵌件，并与金属嵌件抵接。本申请，不仅增加结构强度和刚度，减小结构变形，还可确保喷管与燃烧室的连接密封可靠，提高结构可靠性，以匹配飞行器发动机工作环境下喷管结构的压强载荷，实现在喷管恶劣环境下的应用。
一种基于金属增强一体化复合喷管及其制造方法

[发明专利]一种法兰结构-CN202310322167.9在审
发明人：任孝宇;梁纪秋;司学龙;徐节荣;周子翔;祝珊;张盛源;吕轩;许玉荣;钟志文;周睿;武丹 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本申请涉及法兰密封连接领域，特别涉及一种法兰结构。苏松户法兰结构包括法兰本体和加强垫块，其中，法兰本体用于与接头相接的一面上开设有定位槽；加强垫块包括定位部，所述定位部与所述定位槽相接，且所述加强垫块的材质与法兰本体的材质不同；所述法兰本体和加强垫块被配置为：当所述法兰本体和加强垫块通过固定装置装配至接头上时，所述加强垫块位于所述法兰本体和接头之间，所述加强垫块卡设在所述定位槽中，且所述法兰本体与接头至少有部分相抵接。本申请实施例提供了一种法兰结构，以解决相关技术中复合材料法兰与接头之间由于材质差异，在高压强条件下复合材料法兰发生变形，可能会发生界面密封失效，无法满足发动机工作要求的问题。
一种法兰结构

[发明专利]固体火箭发动机结构完整性监测模拟演示验证系统及方法-CN202211192371.5在审
发明人：张芸山;王兆魁;孟庆良;梁纪秋;武丹;胡夏芬 -专利权人：清华大学;湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-09-28 - 公布日： 2023-01-03 - 主分类号： G01D21/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机结构完整性监测模拟演示验证系统及方法，该监测模拟演示验证系统由3D打印一体化的固体火箭发动机壳体、硅橡胶加热带、光纤光栅阵列、粘接带和载荷施加部分构成，硅橡胶加热带黏附在发动机壳体内部，12根三栅区光纤光栅阵列以30°为基准均匀植入于壳体表面，扯离带贴于铺设有传感器的壳体表面用于模拟界面脱粘情况。本发明通过温度可控的硅橡胶加热带、压力可控的充气泵、载荷大小和频率可控的敲击锤、扯离带扯离实验等方式，实现对固体火箭发动机出现的壳体损伤和缺陷、界面脱粘和点火试车过程中的温度应力等状态监测，为解决固体火箭发动机全生命周期健康状态监测难题提供可靠的模型和依据。
固体火箭发动机结构完整性监测模拟演示验证系统方法

[发明专利]一种多次分离的级间分离装置及其分离方法-CN202211328279.7在审
发明人： 梁纪秋;陈腾芳;彭威;多乐乐;张榜;刘宪闯;张健鹏 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-10-27 - 公布日： 2022-12-30 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本发明公开了一种多次分离的级间分离装置及其分离方法，涉及航天航空领域，一方面，该装置包括下面级、上面级、连接在下面级与上面级之间的级间段和分离防护件，级间段与上面级、下面级分别可拆卸连接，分离防护件位于级间空腔内并与上面级固定连接，当级间段部分与上面级分离时，分离防护件为分离提供限位和导向。另一方面，该分离方法包括以下步骤：当下面级工作结束后，控制系统发出一次分离指令，级间段后段与级间段中段分离；当下面级分离完成后，在发动机工作前或工作时，控制系统发出二次分离指令，级间段中段与级间段前段分离。通过分离防护件的限位和导向，使级间段中段分离时分离点更靠近上面级，最大限度降低航天器上的消极质量。
一种多次分离装置及其方法

[发明专利]一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统-CN202110887506.9有效
发明人： 梁纪秋;胡长伟;鲍永定;彭威;张林玉;李智;张榜;常子原;杜林霏;多乐乐 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-08-03 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：本申请涉及一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统，该偏置布局包括在火箭末级的末端的火箭适配器、以及设置于火箭适配器的多个卫星，每个卫星与火箭适配器之间设置套筒装置，所述套筒装置内具有分离弹簧，且每个卫星通过相应的卫星适配器连接套筒装置。小刚度分离弹簧可以大大减小分离力对卫星和火箭适配器的冲击，姿控喷管在卫星分离的时候，向火箭的末端喷气，增加了星箭之间以及卫星之间的距离，从而解决卫星分离时星箭之间以及卫星之间安全间隙小、分离安全性较差的问题。
一种偏置布局分离方法系统

[发明专利]一种运载火箭弹道设计方法-CN201811321325.4有效
发明人： 梁纪秋;刘萧磊;张天翼;陈腾芳;胡长伟;黄雷;彭威;韩通 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-11-07 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种运载火箭弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计技术领域，包括根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；根据运载火箭在发射惯性坐标系的速度和位置计算飞行状态参数；设置初始计算条件，以末助推第一次关机点远地点高度、末助推第二次关机点速度和当地弹道倾角、以及目标轨道高度为约束条件，根据初始计算条件、入轨条件参数和飞行状态参数进行计算，得到约束条件的偏差，对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，据此计算并输出标准弹道数据。本发明的运载火箭弹道设计方法，以能量管理为基础，达到优化轨道转移时间的设计目标，为弹道计算提供最优计算条件，有效减少轨道转移工作时间，实现快速入轨。
一种运载火箭弹道设计方法

[发明专利]一种强磁热效应快速固化环氧树脂-CN202210965788.4在审
发明人：张依福;梁纪秋;司学龙;胡铭杰;胡维;陈浩;武丹;胡夏芬;孙立;秦启航;廖俊;黄驰 -专利权人：湖北航泰科技有限公司;湖北航天技术研究院总体设计所;武汉航泰航天科技有限公司
申请日： 2022-08-11 - 公布日： 2022-11-22 - 主分类号： C08L63/02 文献下载
摘要：本发明涉及涉及一种强磁热效应快速固化环氧环氧树脂，其组分包括磁性纳米粒子、环氧树脂和固化剂，磁性纳米粒子、环氧树脂和固化剂的质量比例为(5‑40):100：(15‑150)；磁性纳米粒子具有强磁热效应，磁热熵为10‑50J/mol/K。本发明针对固体火箭发动机的特殊应用场景，对现有的环氧树脂进行改进，针对不宜加热的特殊环境进行研究开发，利用具有强磁热效应的纳米粒子，实现了在磁场的作用下，环氧树脂最短固化时间≤1h。本发明不依靠外在加热和电加热等常规加热方式，此方法能够适应于各种不宜安装加热装置的使用场景。因强磁热效应快速固化环氧树脂在较短时间内即实现较完全的固化，不存在后续的缓慢交联而导致材料变脆的问题。
一种热效应快速固化环氧树脂

[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]航天器快速交会的运载火箭任务规划方法-CN202010979798.4有效
发明人：池贤彬;韩通;梁纪秋;胡长伟;王优;胡万林 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-09-17 - 公布日： 2022-06-17 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种航天器快速交会的运载火箭任务规划方法，涉及航天技术领域，包括以下步骤：步骤S1，根据运载火箭预留的推进剂，确定追踪航天器的升交点地理经度的经度调整值；步骤S2，根据经度调整值和运载火箭的多个可选发射地，计算追踪航天器入轨后能与目标航天器交会的地理经度区间；步骤S3，根据地理经度区间和目标航天器绕行地球一天所有圈次的升交点地理经度，确定理论升交点地理经度和运载火箭的选定发射地；步骤S4，根据选定发射地和理论升交点地理经度计算理论发射时间；步骤S5，以选定发射地和理论发射时间发射运载火箭，使追踪航天器进入交会轨道。本发明可保证一天内至少存在一个发射时刻，使追踪航天器能与目标航天器快速交会。
航天器快速交会运载火箭任务规划方法

[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

[发明专利]一种大型复合材料缠绕体芯模装置-CN202011338397.7有效
发明人： 梁纪秋;储成彪;马威;范开春;肖任勤;张鹏铭;周睿;赵飞;吴竞峰;冯斌 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-25 - 公布日： 2022-06-03 - 主分类号： B29C70/32 文献下载
摘要：本发明涉及复合材料缠绕壳体芯模技术领域，具体公开了一种大型复合材料缠绕体芯模装置，包括：芯轴、外模、第一轴承座、第二轴承座、第一调心轴承、第二调心轴承；第一调心轴承、第二调心轴承均设置于芯轴上；第一轴承座、第二轴承座分别设置于第一调心轴承、第二调心轴承上；外模通过第一轴承座、第二轴承座，经第一调心轴承、第二调心轴承与芯轴连接，外模与驱动装置连接。本发明所提供的复合材料缠绕壳体芯模颠覆了现有所有芯模的运动模式，使得外模支撑跨距大幅度减小，从设计源头上成功解决了芯模挠度问题，采用两个调心轴承将外模与芯轴之间的变形完全隔离，芯轴的挠度变形或热膨胀变形不会对外模产生任何影响。
一种大型复合材料缠绕体芯模装置

[发明专利]一种箭体运动方程系数计算方法及系统-CN202011310223.X在审
发明人：曹鹏;付密果;梁纪秋;马威;李东强;冯南鹏;马征;陈志国;杨俊斌;付青;刘凯;赵全 -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： 2022-05-20 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及航天工程技术领域，具体涉及一种箭体运动方程系数计算方法及系统，该方法包括：根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。能够解决现有技术中需对箭体的弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的处理，导致设计方法效率低、成本高、周期长的问题。
一种运动方程系数计算方法系统

[发明专利]一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统-CN202110126143.7有效
发明人： 梁纪秋;赵飞;司学龙;范开春;周睿;肖任勤;张鹏铭;储成彪;钟志文;徐飞 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-01-29 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，涉及大型固体火箭发动机的复合壳体检测的技术领域，包括：一可绕自身轴线转动的芯模；待检测的壳体，其缠绕在所述芯模上；一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车；检测机构，其包括：‑检测支架，其固设在所述纱架车上；‑至少三个检测探头，其上下布设在所述检测支架上，所有所述检测探头的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。本发明检测难度小，速度快，还能够确保检测一致性。
一种大型固体火箭发动机复合壳体轮廓检测系统

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