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公开(公告)号：CN106202804B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610586987.9
申请日：2016-07-22
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: Y02T90/50
Abstract: 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，属于航天器热环境设计领域。该方法建立飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，得到数据库的正交基向量，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。
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公开(公告)号：CN114880772B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202210472028.X
申请日：2022-04-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种基于混合网格的复杂结构气动热环境分析方法及系统，包括开展CFD数值计算之前，对待计算模型及外场进行几何前处理；选择表面网格单元类型，设置表面网格单元参数，进行几何表面网格绘制；进行体网格绘制，形成混合网格；基于所述混合网格，进行气动热环境数值模拟；基于气动热环境数值模拟结果，进行网格优化；基于优化后的网格重新进行气动热环境数值模拟，判断模拟结果是否满足要求，若不满足则继续优化网格；若满足，则认为已经获得收敛的气动热环境结果。本发明用于提高热环境数值模拟的效率。
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公开(公告)号：CN117408175A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202310535406.9
申请日：2023-05-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G01M9/06 , G01M9/02 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 一种等离子体流动控制热流测量试验设计方法，实施步骤如下：确定关键模拟参数；确定风洞流场参数以及风洞试验模型；通过求解NS方程得到试验模型的空间流场参数和试验模型表面压力、热流分布；确定等离子体激励器的安装位置；根据步骤2确定的风洞流场参数和步骤4确定的等离子体激励器的安装位置，得到安装位置周围分布的流场温度和压力；等离子体激励器选型；风洞试验模型工艺及测点位置设计；供电系统设计，假设流场建立为t1和风洞流场有效测量时间为t2，等离子体流动控制试验应确定在t1～t1+t2时间内，完成纹影和热流数据采集；等离子体激励器的工作触发时间确定为该时间t，要求t1
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公开(公告)号：CN113184214A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110448755.8
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构，所述尾翼的底部并非全部与舱体相连，尾翼前端连接处向后一定距离被切去后，底部呈台阶状，使尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向。本发明在保证飞行器气动特性不变的前提下，实现了有效降低舱体‑尾翼前缘连接处热环境的目的。
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公开(公告)号：CN110626519B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201910791669.X
申请日：2019-08-26
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: 本发明提供了一种降低对流动转捩影响的飞行器表面缺陷尺度控制方法，首先利用理论分析手段或地面试验手段对飞行器开展流动转捩研究，得出满足边界层转捩不受影响的表面缺陷尺度的约束范围；然后针对产生缺陷的部段开展气动加热、结构温度场和变形场联合仿真分析，从结构变形计算结果中提取得到飞行过程中产生缺陷的各部段热变形量数据；最后利用初始缺陷尺度抵消热变形量的策略，根据约束范围和热变形量数据设计初始应加工的缺陷尺度，确保飞行过程中实际缺陷尺度满足约束范围。本发明可以合理且有效的控制飞行器表面缺陷尺度，降低其诱发表面提前转捩的可能，确保飞行器热防护系统可靠工作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107958206A
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201711086206.0
申请日：2017-11-07
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: 本发明提供了一种飞行器表面热流辨识装置温度测量数据预处理方法，属于航空航天飞行试验热学参数测量及处理技术领域。该方法首先对热流辨识装置的温升测量数据进行局部失真点(局部跳点)进行剔除的处理，然后利用N个相邻数据点平均的光滑处理方法对测量数据进行平滑处理，最后得到满足热流辨识要求的温度测量数据。所述N值根据温度传感器相关参数和温度曲线特征进行确定。使用本发明完成预处理后的温度测量数据进行热流辨识，可以有效改善温度阶跃和局部跳点对热流辨识结果的影响，提高热流辨识结果的准确度和可靠性。
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公开(公告)号：CN106202807A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610589156.7
申请日：2016-07-22
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
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 判别航天器身部激波/前缘类激波干扰发生条件及类型的方法，属于航天器气动热环境分析领域。该方法根据激波关系式建立了身部激波/前缘类激波干扰发生条件与飞行状态和气动外形的定量关系，对身部激波/前缘类激波干扰发生条件作出快速判别并给出干扰作用位置；建立了身部激波/前缘类激波干扰类型判别特征参数与飞行状态和气动外形参数的关联关系，根据不同类型身部激波/前缘类激波干扰流动结构特征，对干扰类型作出快速判别，本发明方法可大大缩减身部激波/前缘类激波干扰发生条件及类型的判别周期，降低判别难度，提高设计效率。
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公开(公告)号：CN106202804A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610586987.9
申请日：2016-07-22
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: Y02T90/50 , G06F17/5095 , G06F17/5036 , G06F2217/80 , G06Q10/04
Abstract: 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，属于航天器热环境设计领域。该方法建立飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，得到数据库的正交基向量，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。
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公开(公告)号：CN113184214B
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202110448755.8
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构，所述尾翼的底部并非全部与舱体相连，尾翼前端连接处向后一定距离被切去后，底部呈台阶状，使尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向。本发明在保证飞行器气动特性不变的前提下，实现了有效降低舱体‑尾翼前缘连接处热环境的目的。
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公开(公告)号：CN114880772A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210472028.X
申请日：2022-04-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种基于混合网格的复杂结构气动热环境分析方法及系统，包括开展CFD数值计算之前，对待计算模型及外场进行几何前处理；选择表面网格单元类型，设置表面网格单元参数，进行几何表面网格绘制；进行体网格绘制，形成混合网格；基于所述混合网格，进行气动热环境数值模拟；基于气动热环境数值模拟结果，进行网格优化；基于优化后的网格重新进行气动热环境数值模拟，判断模拟结果是否满足要求，若不满足则继续优化网格；若满足，则认为已经获得收敛的气动热环境结果。本发明用于提高热环境数值模拟的效率。
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