本发明提供了一种分离作动装置维形结构，主要包括端盖、维形结构外筒、维形挡块、压缩复位结构、电缆切割结构，维形挡块、压缩复位结构、端盖安装在维形结构外筒内，电缆切割结构安装在维形结构外筒外侧，电缆切割结构开设带有一个折角的电缆安装限位槽，...

本发明公开了一种胶黏剂高温导通对热电偶测温影响的试验方法。首先测量温度对胶黏剂绝缘性能的影响；然后测量所述胶黏剂绝缘性对热电偶测温的影响。利用热电偶偶线间胶黏剂绝缘性下降后，输出热电势变化的原理，将胶黏剂布置在热电偶高温端和低温端之间，...

本发明提供了一种基于卡尔曼滤波的攻角、侧滑角辨识方法，包括：建立攻角α与侧滑角β的递推模型和观测模型；得到攻角α和侧滑角β的一步预测值Xpre；得到一步预测均方差Ppre；得到测量矩阵H和测量量Z；得到滤波增益K；得到卡尔曼滤波后的攻角...

本发明提供了一种用于飞行器的热桥阻断结构及其制备方法，该热桥阻断结构位于飞行器的高温结构和冷承载结构之间，热桥阻断结构包括多个隔热单元，多个隔热单元沿高温结构至冷承载结构的方向层叠设置，任一隔热单元均包括第一隔热部和多个第二隔热部，多个...

本发明的一种密封防热结构风洞考核装置，包括等效舱体结构、风洞喷管、水冷挡板、导气支板、舵轴结构模拟件、隔热板和舵机装配口盖，等效舱体结构上部安装所述隔热板，一侧面安装所述水冷挡板，另一侧面安装舵机装配口盖，其内部安装待测试结构；舵轴结构...

本发明提出一种凸轮及设计方法，包括双波峰波谷凸轮曲面和中部圆形凸台，其特征在于：所述的双波峰波谷凸轮曲面形状曲面光滑连续，圆柱滚轮沿凸轮面运动的轨迹曲线、轴向速度曲线和轴向加速度曲线处处连续可导。本发明的凸轮曲面采用滚轮运动轨迹曲线、轴...

本发明提供了一种弹性螺母结构，包括螺母本体和弹性托板；所述弹性托板设置于所述螺母本体与被连接件之间；所述弹性托板中间设有螺纹孔，所述弹性托板的螺纹孔与所述螺母本体的螺纹孔同心且直径相同；所述弹性托板整体呈圆弧状，所述弹性托板的外表面圆弧...

本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统，包括主油箱、内置油箱、油泵、第一油管、第二油管、支撑架和进气管；油箱增压气体从所述进气管进入所述主油箱，为所述主油箱内的燃油提供压力，使得燃油从所述主油箱经由所述第一油管输送...

本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法，所述方法包括：基于主油箱结构模型，建立无内置油箱的主油箱传热模型；基于无内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线，确定燃油目标温度时的燃油消耗量；基于燃油目标温度时的燃油消耗...

本发明涉及转捩测量技术领域，公开了一种适用于亚跨超音速风洞的转捩测量方法。该方法包括：根据试验需求确定飞行器试验模型的转捩测量区域；在飞行器试验模型的转捩测量区域上喷涂隔热涂层；对喷涂有隔热涂层的飞行器试验模型进行整体加热以使飞行器试验...

本发明提供了一种弹体的罩体分离方法、弹体的发射装置及罩体，该弹体的罩体分离方法中，弹体包括主火箭；罩体连接于弹体的下方，罩体包括罩体基体，罩体基体具有向下凹进的罩体凹面；主火箭的尾喷管朝向罩体凹面的中心区域；罩体凹面上设有阻流凸台，阻流...

本申请实施例提供一种飞行器制导控制仿真测试方法及装置，方法包括：基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中...

本发明提供了一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法，该高速飞行器立尾包括包括全动舵面、固定舵面和连接转轴，全动舵面通过连接转轴与固定舵面可转动地连接，连接转轴与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中立尾...

本发明提供了一种蒙皮结构，其包括第一壁板和第二壁板，其中，第一壁板具有相对设置的第一表面和第二表面，第一表面上凹设有多个间隔设置第一容置槽，第二表面对应于相邻两第一容置槽之间的位置凹设有第二容置槽，第二容置槽内容置有隔热层；第二壁板盖设...

本发明提供了一种脱落插座的防护结构，其包括安装座、驱动机构和口盖，其中，安装座呈一端敞开的中空结构，安装座的两相对的侧面为连接面；驱动机构包括连接杆、扭簧和两连接臂，连接杆的两端分别连接于两连接面上，连接臂呈U形，连接臂的第一端能转动的...

本发明公开了一种无总压测点的大气数据传感系统飞行参数解算方法及装置，该方法包括：根据前一时刻的飞行参数组合以及预设的搜索区间设置参数确定当前时刻的飞行参数组合搜索区间；针对每个从飞行参数组合搜索区间中确定的飞行参数组合采用激波膨胀波法计...

本发明提供了一种轴向柱塞泵，其包括泵壳以及设置于泵壳内的输入轴、端面凸轮和柱塞，泵壳的内侧壁上连接有至少两组相对设置的限位组件，限位组件包括两能相对泵壳转动的限位件；输入轴的第一端穿出泵壳；端面凸轮的凸轮盘夹设于各限位组件的两限位件之间...

本发明提供了一种航天器Lambert变轨的多脉冲发动机总冲修正方法及系统，所述方法包括：根据多脉冲发动机推进剂单元的发动机参数、推进剂属性参数和性能设计要求建立发动机零维内弹道模型；求解所述发动机零维内弹道模型得到发动机总冲，确定所述发...

本申请实施例提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置，方法包括：对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；应用所...

本发明提供了一种运载飞行器及载荷投送方法，其包括载荷装载舱和围绕载荷装载舱的外周壁设置的减速扩展裙，减速扩展裙的一端与载荷装载舱的外壁连接，减速扩展裙具有收拢在载荷装载舱的外壁上的收拢位置和相对于载荷装载舱向外张开的展开位置，当减速扩展...