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公开(公告)号：CN106841288A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710178525.8
申请日：2017-03-23
Applicant: 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: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；步骤二：布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；步骤三：通过气动热数值计算得到热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。本发明根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。
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公开(公告)号：CN115520373B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202210989803.9
申请日：2022-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种控制飞行器机翼后缘流场气流流向的射流控制机构，属于飞行器控制技术领域，包括前缘引气、壳体、导流片、流量控制片、科恩达后缘、射流方向控制片、射流调节系统和传动系统组件，还包括辅助射流控制系统和辅助射流控制阀；射流控制机构沿飞行器翼型弦线方向设置，前缘引气和壳体同轴设置；射流调节系统设置在前缘引气中靠近壳体的一侧，传动系统组件的活动端连接流量控制片；射流方向控制片与导流片连接，远离前缘引气的一端设置有气体出口；辅助射流控制系统、辅助射流控制阀和科恩达后缘对称设置在射流方向控制片的内部空腔中。本发明解决了现有技术无法实现“虚拟舵面”控制的问题，将射流控制机构技术应用到了高速飞行器机翼内。
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公开(公告)号：CN118052271A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410048119.X
申请日：2024-01-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种基于强化学习的智能飞行器群体组建与重构方法，属于人工智能技术领域，包括如下步骤：S1、基于强化学习的蜂群自组织；先进行作战任务分析，再进行杀伤链要素解析，在杀伤链要素解析的基础上，完成基于强化学习的作战单元自组织；采取基于深度强化学习的组织结构自学习方式针对每个特定任务形成特定组织结构，使用专家知识系统形成迁移学习与强化学习结合的方式，用收集的专家数据行为，约束智能体的探索性行为；S2、蜂群杀伤链路径动态优化，完成蜂群杀伤链路径规划任务；S3、自适应对抗演练与高质量博弈决策，通过实验结果验证模型合理性与先进性。本发明解决了现有技术无法求解蜂群最优组合，限制了蜂群最大作战效能发挥的问题。
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公开(公告)号：CN116610041A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310578473.9
申请日：2023-05-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种基于多领域统一建模语言的数字功能样机的实现方法及装置,属于航空航天技术领域。方法包括：基于多领域统一建模语言建立工业机理模型，融合各个机理模型，得到数字功能样机仿真模型；利用所述数字功能样机仿真模型对实际测试环境中无法验证的故障对策进行虚拟试验，并利用测试试验数据对所述数字功能样机仿真模型进行修正。本发明能够减少成本投入，提高研发效率，提高系统测试覆盖性和系统故障排查效率。
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公开(公告)号：CN112326726A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011192129.9
申请日：2020-10-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置，包括送进导轨和双联水冷送进支架。双联水冷送进支架通过转接段与送进导轨连接，双联水冷送进支架在电信号驱动下沿送进导轨移动；双联水冷送进支架上设置有两个连通的空腔，空腔周边设置有水冷槽，与外部冷却水连接，用于通过不断循环的冷却水为空腔降温。两个空腔分别用于放置原始树脂基复合材料和经过碳化的树脂基复合材料。本发明同时公开了利用该装置的引射因子测试方法。本发明解决了长航时、中低热流密度条件下树脂基材料热解引射表征分析的难题，为长时间飞行条件下飞行器防隔热设计提供了有效支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107436200B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201710637382.2
申请日：2017-07-31
Applicant: 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: G01K7/02
Abstract: 本发明提供了一种基于热电偶传感器的温度测量通路地面测试方法，所述温度测量通路采用热电偶传感器热端测量被测部位的温度，并通过地面测试设备显示，该方法为：(1)、连接温度测量通路；(2)、将专用加温装置放置于热电偶温度传感器热端测试部位，保持加温装置的温度恒定为预设的温度T；(3)、连续监测被测部位温度一定时间，并判断温度测量值Tr与预设值T之差是否在预设的范围内，如果是，则判定温度测量通路正常，否则，判定温度测量通路不正常。该方法解决了飞行器上测量系统进行地面测试时，热电偶温度传感器无电压输出造成的传感器和变换器间的通路无法被测试的技术问题。
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公开(公告)号：CN113945356B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202111201455.6
申请日：2021-10-15
Applicant: 南京航空航天大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种适用于烟线流场可视化实验的装置和方法本发明涉及一种适用于烟线流场可视化实验的装置和方法，该方法主要依靠两个相同的金属丝输送装置，来完成金属丝在两个输送装置之间的传动，并且在传动过程金属丝中能自动沾满发烟所需要的油。当两个装置内的金属导向滚轮都通上电后，两个装置之间金属丝会因通电而发热，附着在金属丝表面的发烟油通电加热后汽化为烟雾，在片光激光的照射下，这些烟雾能很好的作为示踪粒子显示流场。通过此方法原理简单而实用，可以很好地解决实验中横向布置金属线时涂油困难，发烟不持续的问题，大大提高了实验效率。
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公开(公告)号：CN112577639A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011196630.2
申请日：2020-10-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种模块化薄片式热流辨识装置，包括敏感片、敏感片安装头、前壳体、安装连接法兰、安装定位螺母、后壳体、底盖、格兰头、电缆、接插件和热偶；敏感片安装头中心开有前后贯通的空腔，热偶从空腔后端穿入，前端与敏感片贮能焊接，敏感片采用周边全焊方式焊接在敏感片安装头前端，前壳体螺纹连接于敏感片安装头外侧，后壳体外侧安装有安装定位螺母和安装连接法兰，后壳体与敏感片安装头螺接后与前壳体对接到位；电缆一端与热偶后端锡焊连接；底盖与后壳体采用螺钉连接，格兰头螺接在底盖后端，电缆另一端穿过底盖和格兰头后，与接插件锡焊连接。本发明能在1000℃以上的热环境中长时间正常工作，能很好的辨识出飞行器飞行过程中气动加热量。
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公开(公告)号：CN106841288B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201710178525.8
申请日：2017-03-23
Applicant: 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: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；步骤二：布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；步骤三：通过气动热数值计算得到热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。本发明根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。
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公开(公告)号：CN206202729U
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201621255467.1
申请日：2016-11-15
Applicant: 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: B64F5/60
Abstract: 一种自主记录式测量系统，涉及航空航天小型飞行器测试领域；包括采编器、存储器、二次电源模块、传感器和变换器；其中，二次电源为传感器和变换器提供二次供电电源；传感器测量物理环境产生的物理信号，对物理信号做参数转化处理，生成相应物理信号的电信号；变换器将相应物理信号的电信号生成标准模拟量电信号；采编器将标准模拟量电信号和数据流做采集编码处理，生成待存储数据流信号，存储器对待存储数据流信号做整形存储处理；同时生成回读数据流信号，将回读数据流信号传输至采编器；本实用新型满足了系统测试操作时间短，操作环节少、人员占用少、物资占用少等要求，降低飞行器研制成本，减少了飞行器的发射时间。
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