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公开(公告)号：CN107103117A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710188360.2
申请日：2017-03-27
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: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器控制舵缝隙的热环境设计方法，包括：基于飞行器简化外形，采用气动热工程预示方法开展气动热环境预示，得到气动热工程预示结果；根据气动热工程预示结果确定控制舵舵轴截面位置流态沿弹道的变化，针对流态发生变化的弹道时间段，对多组典型弹道点开展不同流态情况下真实外形的飞行器热环境数值计算，得到飞行器控制舵缝隙区域的热流分布；选用层流流态开展控制舵缝隙区域的热环境数值计算，根据计算结果对气动热工程预示结果进行修正；根据修正结果对控制舵缝隙区域的热环境沿弹道进行设计。通过本发明解决了高超声速滑翔飞行器弹道条件下控制舵舵缝隙区域流态复杂、难以预测，并且热环境严重，造成局部防热风险较难评估的问题。
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公开(公告)号：CN106706166A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201611024191.0
申请日：2016-11-14
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: G01K17/06
CPC classification number: G01K17/06
Abstract: 适用于高焓中低热流环境的陶瓷壁面复合塞式热流传感器，涉及陶瓷壁面热流传感器设计领域；热流传感器包括石墨烯柱、刚性陶瓷隔热套、紫铜柱、热电偶、陶瓷涂层；其中，石墨烯柱的轴向一端与紫铜柱固定连接，石墨烯柱的轴向另一端覆盖有陶瓷涂层；在石墨烯柱的外侧壁和紫铜柱远离石墨烯柱的轴向端面包覆有刚性陶瓷隔热套；在紫铜柱的端面设置有热电偶；本发明解决了无法直接在紫铜柱表面制备陶瓷涂层的问题，缓解平面方向的热扩散，有效规避了陶瓷材料导热系数小，热响应慢的问题，为高超声速飞行器地面防热试验提供了更加精确的测热传感器。
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公开(公告)号：CN106644131A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611001064.9
申请日：2016-11-14
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
CPC classification number: G01K7/02 , G01N27/041
Abstract: 本发明公开了一种防热层层间温度及碳化程度复合测量装置和方法，其中，该方法包括：芯棒组件和中空结构的底座，芯棒组件安装在底座上；芯棒组件包括：上芯棒、下芯棒、一次缠绕保护层、二次缠绕保护层、合金丝和至少一个热电偶；上芯棒和下芯棒连接；一次缠绕保护层包裹在上芯棒和下芯棒的外表面；二次缠绕保护层包裹在一次缠绕保护层的外表面；合金丝设置在一次缠绕保护层与上芯棒和下芯棒的外表面之间，以及，二次缠绕保护层与一次缠绕保护层之间；至少一个热电偶分别内嵌在上芯棒和下芯棒中。通过本发明克服了不能同时测量同一位置的层间温度和热解碳化程度的问题，提高了获取的测量数据的准确性，以及，测量数据的可分析度。
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公开(公告)号：CN105987651A
公开(公告)日：2016-10-05
申请号：CN201510050496.8
申请日：2015-01-30
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: F42B15/00
Abstract: 本发明属于火箭共形天线构型技术领域，提供一种适用于长时间高温飞行环境的火箭共形天线构型，解决天线经受的严酷热环境问题；包括基座(1)、微带板(2)、盖板(3)、外表面(4)、安装面(5)、内表面(6)、安装螺钉孔(8)、接插(9)、蓄热模块(10)、垫片(11)、第一条回字形凹槽(12)、第二条回字形凹槽(13)、第三条回字形凹槽(14)、负公差形成缝隙(15)、圆锥台孔(19)及微带板和基座安装面(20)，其中所述基座(1)和盖板(3)通过闯过安装螺钉孔(8)的螺钉相固定安装螺钉孔(8)外围设有垫片(11)，微带板(2)设于盖板(3)的中心位置，微带板(2)与盖板(3)之间设有负公差形成缝隙(15)。
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公开(公告)号：CN117054251A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310883798.8
申请日：2023-07-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种柔性蒙皮结构的力热联合试验方法，属于材料性能试验技术领域，包括如下步骤：S100、对待测产品和试验装置进行固定；在待试验的柔性蒙皮结构上表面布设石英灯，下表面布设皮囊；在柔性蒙皮结构表面布设应变、温度传感器；S200、进行静力加载并保持；对皮囊充气，进行静力加载；S300、进行热负荷加载；保持皮囊内压强大小不变，打开石英灯进行加热；S400、测点数据收集和处理；加载过程中记录各测点的数据，得到试验曲线，根据曲线确定达到设计载荷时的应变大小和位移大小；S500、对试验数据进行后处理分析，验证产品是否满足强度和刚度要求，完成试验。本发明解决了现有技术中柔性蒙皮结构试验时气动载荷和加热条件模拟效果不理想的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112903562A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110098888.7
申请日：2021-01-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01N15/08
Abstract: 本发明公开了一种树脂基复合材料渗透率测试装置，包括下工装、上工装和高压气瓶，上下工装组成相同，下工装包括柱状结构和法兰盘，法兰盘位于柱状结构上表面，与柱状结构一体化设计，法兰盘中心开有通孔，柱状结构中心加工有上下贯通的空腔。下工装空腔下部通过第一气管与高压气瓶连接；上工装的空腔下部连接有第二气管。试验时，将试验件放置在下工装法兰盘中心通孔中，将下工装倒置后放置在上工装上方，且上工装的法兰盘与下工装的法兰盘相对，两者通过螺钉拧紧。在两个气管上设置了一系列传感器。本发明同时公开了一种测试方法。本发明解决复杂孔隙的树脂基复合材料渗透率测试难题，为长时间飞行条件下飞行器防隔热精细化设计提供有效支撑。
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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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公开(公告)号：CN105987651B
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201510050496.8
申请日：2015-01-30
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: F42B15/00
Abstract: 本发明属于火箭共形天线构型技术领域，提供一种适用于长时间高温飞行环境的火箭共形天线构型，解决天线经受的严酷热环境问题；包括基座(1)、微带板(2)、盖板(3)、外表面(4)、安装面(5)、内表面(6)、安装螺钉孔(8)、接插(9)、蓄热模块(10)、垫片(11)、第一条回字形凹槽(12)、第二条回字形凹槽(13)、第三条回字形凹槽(14)、负公差形成缝隙(15)、圆锥台孔(19)及微带板和基座安装面(20)，其中所述基座(1)和盖板(3)通过闯过安装螺钉孔(8)的螺钉相固定安装螺钉孔(8)外围设有垫片(11)，微带板(2)设于盖板(3)的中心位置，微带板(2)与盖板(3)之间设有负公差形成缝隙(15)。
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公开(公告)号：CN108832670A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810569129.2
申请日：2018-06-05
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
Abstract: 本发明涉及一种便携式充电电源系统，包括杯身和杯盖，杯身和杯盖可拆卸连接，杯盖具有由杯盖外壳体构成的凹腔，锑化铋热电发电模块和稳压模块均由密封垫密封于所述凹腔内，锑化铋热电发电模块与稳压模块通过两根导线相连，稳压模块与USB电源输出接口通过两根导线相连，USB电源输出接口内置于杯盖外壳体中，并与外界相连通。工作时，打开杯盖，将热流体注入杯身，盖紧杯盖后将其倒置，让热流体接触到杯盖的密封垫，热量从密封垫传递至锑化铋热电发电模块，产生电量，电量经稳压模块稳压后经USB电源输出口向外供电。本发明的一种便携式充电电源系统具有安全、便捷、长寿命、永久无需充电的优点。
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公开(公告)号：CN108132112A
公开(公告)日：2018-06-08
申请号：CN201711115268.X
申请日：2017-11-13
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
Inventor： 李宇 , 陈伟华 , 黄建栋 , 刘国仟 , 聂亮 , 刘宇飞 , 檀妹静 , 景丽 , 高扬 , 聂春生 , 颜维旭 , 陈轩 , 周禹 , 曹占伟 , 王振峰 , 季妮芝 , 高翔宇 , 于明星 , 闵昌万 , 陈敏
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法，属于高超声速飞行器热参数测量技术领域。该装置包括：热传导敏感元件、敏感元件隔热套、敏感元件压板、温度传感器，热传导敏感元件为柱状结构，敏感元件隔热套为带通孔的柱状结构，热传导敏感元件位于敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合，敏感元件一侧与隔热套外表面平齐，形成测量端面，另一侧底部安装有温度传感器，敏感元件压板压住热传导敏感元件，与敏感元件隔热套间隙配合安装，敏感元件隔热套、敏感元件与敏感元件隔热套之间的间隙以及敏感元件压板共同阻隔热传导敏感元件除测量端面以外的部分与外部环境之间热量交换。本发明克服了传统热流传感器对于长时间高热流测量的适应性差以及传感器尺寸大、重量大、安装受限大、难以实现密集测量问题。
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