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公开(公告)号：CN109334974A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811270771.7
申请日：2018-10-29
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。本发明利用发汗冷却和冲击冷却原理，降低飞行器头锥部位温度，使其不产生烧蚀变形，满足飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。
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公开(公告)号：CN107817816A
公开(公告)日：2018-03-20
申请号：CN201711155266.3
申请日：2017-11-20
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种使热环境最优的飞行器飞行攻角的确定方法，该方法通过改变飞行器的飞行攻角，改善飞行器各关键部位表面的热环境，使飞行器各关键部位表面的热环境处于最优状态，即热环境中的热流最小，属于飞行器的飞行控制技术领域。本发明的方法给出一种热环境最优的智能飞行攻角剖面确定方法，以热环境最优为目标，求解某飞行状态下的飞行攻角，为防隔热系统减轻压力，实现适应复杂飞行环境的智能飞行控。
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公开(公告)号：CN116750214A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311041344.2
申请日：2023-08-18
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC分类号： B64G1/58
摘要： 本发明提供一种超高温环境用柔性防热蒙皮，其特征在于，构成该柔性防热蒙皮，包括：柔性透波织物、柔性吸波橡胶和微孔渗流管道；所述微孔渗流管道嵌于所述柔性透波织物和柔性吸波橡胶之间，所述柔性透波织物的下表面与所述柔性吸波橡胶的上表面胶接；所述微孔渗流管道管壁开孔，用于输送并向所述柔性透波织物内渗入冷却工质。
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公开(公告)号：CN115308354A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210910104.0
申请日：2022-07-29
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本申请涉及催化特性测量的领域，公开了一种材料催化特性测量装置，包括外壳体；绝缘套，连接于外壳体内；安装头，设置两个，两个安装头均连接于绝缘套内；敏感片，设置两个，两个敏感片分别连接于两个安装头的端部，且两个敏感片、与绝缘套和外壳体的一端相平齐；热电偶，设置两个，两个热电偶分别插入两个安装头内，且分别连接于两个敏感片。克服现有电子密度数测量装置只适用于地面静场环境的局限性，提供一种适应高马赫、高温非平衡气动热环境下的结构表面材料催化效应的装置。本申请保证不同材料处于同一个高温非平衡气动热流场中进行催化系数测量，保证了后续不同材料催化效果比对的准确性，为后续飞行器设计提供了有力的数据支撑。
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公开(公告)号：CN109334974B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811270771.7
申请日：2018-10-29
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。本发明利用发汗冷却和冲击冷却原理，降低飞行器头锥部位温度，使其不产生烧蚀变形，满足飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。
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公开(公告)号：CN106839897B
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201710001967.5
申请日：2017-01-03
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F42B10/14
摘要： 一种直线螺旋展开折叠翼机构，涉及将作动源产生的直线运动通过机构转化为转轴旋转运动展开折叠翼的机构领域；外翼固定安装在内翼的一端；旋转装置沿内翼与外翼的接触边方向固定安装在外翼的边缘；旋转装置伸出外翼的一端固定安装有作动器，且作动器与旋转装置同轴固定安装在内翼的边缘；旋转装置包括直线运动杆、卡销、套筒和螺旋槽；直线运动杆沿轴向方向伸入套筒内；卡销安装在直线运动杆一端；套筒开有螺旋槽；卡销外壁卡在螺旋槽内，作动器带动直线运动杆做直线运动，在直线运动杆的推动下，卡销沿螺旋槽的开槽方向移动；本发明实现了折叠翼在折叠状态和展开状态的锁定，解决了目前折叠翼展开机构无法实现自锁和展开时间精确控制的问题。
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公开(公告)号：CN104573152B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201310498874.X
申请日：2013-10-22
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明属于针对高性能计算机系统的CFD计算技术领域，具体涉及一种基于预运行的CFD数值模拟计算时间的方法。包括以下步骤：（1）构建预运行试验集合；（2）定义计算结点集合；（3）具体实施步骤，在预运行试验集合已经构建的基础上，基于预运行的缩短高性能计算机系统中CFD数值模拟计算时间的方法主要包括三个部分：（3.1）选择符合CFD计算要求的试验用例；（3.2）预运行之后统计各个计算结点集合的总体性能，选择总体性能最高即对试验用例而言运行速度最快的计算结点集合；（3.3）根据步骤（3.2）中选择的总体性能最高计算结点集合提交具体的CFD计算任务。本方法可以有效缩短CFD程序的运行时间，提高程序在高性能计算机上的执行效率。
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公开(公告)号：CN104573152A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201310498874.X
申请日：2013-10-22
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明属于针对高性能计算机系统的CFD计算技术领域，具体涉及一种基于预运行的CFD数值模拟计算时间的方法。包括以下步骤：（1）构建预运行试验集合；（2）定义计算结点集合；（3）具体实施步骤，在预运行试验集合已经构建的基础上，基于预运行的缩短高性能计算机系统中CFD数值模拟计算时间的方法主要包括三个部分：（3.1）选择符合CFD计算要求的试验用例；（3.2）预运行之后统计各个计算结点集合的总体性能，选择总体性能最高即对试验用例而言运行速度最快的计算结点集合；（3.3）根据步骤（3.2）中选择的总体性能最高计算结点集合提交具体的CFD计算任务。本方法可以有效缩短CFD程序的运行时间，提高程序在高性能计算机上的执行效率。
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公开(公告)号：CN116750206A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311041782.9
申请日：2023-08-18
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本发明提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，构成该变形结构包括：变形骨架和柔性防热蒙皮，所述变形骨架包括伸缩翼骨架和翻转翼骨架；所述伸缩翼骨架与飞行器机身连接，所述翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架活动连接；所述伸缩翼骨架可伸缩，改变其覆盖面积；所述翻转翼骨架可沿所述伸缩翼骨架翻转，变换翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架间的夹角；所述柔性防热蒙皮蒙覆于所述变形骨架表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮表面温度。
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公开(公告)号：CN115715048A
公开(公告)日：2023-02-24
申请号：CN202211177462.1
申请日：2022-09-26
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
发明人： 陈燕扬 , 袁延荣 , 邱长泉 , 陈敏 , 尘军 , 张晋 , 崔同锴 , 李瑾 , 崔占中 , 高扬 , 董耀军 , 周禹 , 于明星 , 周勇军 , 张烨琛 , 苏二龙 , 孟举 , 杨凌霄
IPC分类号： H05H1/00
摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器等离子体密度在线诊断方法，包括利用探针零位采集电流得到修正后的探针等离子体采集电流；在修正后的探针等离子体采集电流中选取有效数据，划分为n段；获取n段数据中各段数据的I‑V曲线；根据I‑V曲线得到电子温度和饱和离子电流，进而得到n段数据的电子密度；对电子密度进行边缘效应和碰撞效应修正，得到等离子体流场的等离子体密度。本发明还公开了高超声速飞行器等离子体密度在线诊断系统，包括供电模块、电源变换模块、三角波变换模块、信号调理模块、采集及频率调节模块、探针和数据处理设备。本发明提高了真实环境下等离子体测量数据处理效率和准确性，可用于指导基础理论研究、预示模型修正和支持可靠测控通信研究。
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