公开(公告)号：CN117236207A

公开(公告)日：2023-12-15

申请号：CN202311084474.4

申请日：2023-08-25

申请人： 北京宇航系统工程研究所

发明人： 刘汉宇 ,  唐伟 ,  张耘隆 ,  徐珊姝 ,  高武焕 ,  胡彦辰 ,  闫指江 ,  刘凯 ,  苏虹 ,  李凰立 ,  杜涛 ,  张津泽

IPC分类号： G06F30/28 ,  G06F17/10 ,  G06F113/08 ,  G06F111/10 ,  G06F119/14

摘要： 本发明涉及一种整流罩排气系数的仿真获取方法，包括：基于来流剪切作用下的单孔排气风洞试验数据对排气系数CFD数值计算模型进行标定；利用标定后整流罩泄压排气系数CFD数值计算模型，计算在飞运载火箭典型外形排气孔在不同来流速度及不同整流罩内外压比状态下的质量流量、排气系数，构建典型外形排气孔排气系数数据库；利用典型外形排气孔排气系数数据库计算不同飞行时间状态点整流罩内压数据，进而修正标定后整流罩泄压排气系数CFD数值计算模型，使内压误差满足要求。本发明实现了整流罩沿飞行弹道变排气系数泄压精细化计算，提升了整流罩内压预示精度，支撑整流罩内外压差载荷精细化设计工作推进。

公开(公告)号：CN115618500A

公开(公告)日：2023-01-17

申请号：CN202211542999.3

申请日：2022-12-03

申请人： 北京宇航系统工程研究所

发明人： 张耘隆 ,  宋征宇 ,  吴义田 ,  魏威 ,  徐珊姝 ,  苏虹 ,  赵永志 ,  许奇 ,  杜涛 ,  吴彦森 ,  李凰立 ,  闫指江 ,  张津泽 ,  李舟阳 ,  唐伟 ,  胡彦辰 ,  刘汉宇 ,  高武焕 ,  郝金杰 ,  王耕

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

摘要： 本发明提供运载火箭整流罩气动弹性问题分析方法、系统及存储设备，所述分析方法括如下步骤：S10，对运载火箭整流罩进行构型分类；S20，针对不同构型的整流罩，采用相应的试验方法进行气动弹性问题分析；其中，分类后的构型包括：无抖振构型、流场分离稳定构型、流场分离不稳定构型；所述步骤S10，对运载火箭整流罩进行构型分类，具体包括：S101，确定用于构型分类的整流罩外形尺寸参数；S102，基于整流罩外形尺寸参数，建立用于构型分析的约束条件；S103，获取待分类整流罩的外形尺寸参数值，通过约束条件对整流罩的构型进行分类，并输出分类结果；本发明具有能够对运载火箭的气动弹性问题进行分类处理的有益效果，适用于航天系统领域。

公开(公告)号：CN115587507A

公开(公告)日：2023-01-10

申请号：CN202211585235.2

申请日：2022-12-11

申请人： 北京宇航系统工程研究所

发明人： 张耘隆 ,  徐珊姝 ,  苏虹 ,  牟宇 ,  吴义田 ,  肖耘 ,  褚洪杰 ,  杜涛 ,  吴彦森 ,  李凰立 ,  闫指江 ,  张津泽 ,  李舟阳 ,  唐伟 ,  胡彦辰 ,  刘汉宇 ,  高武焕 ,  李森 ,  崔硕

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F17/10 ,  G01K13/00 ,  G06F113/08 ,  G06F119/08

摘要： 本发明提供的一种舱段内吹除环境温度计算方法、监测方法及存储设备，包括：确定计算模型的稳态假设条件；建立进入舱段、排出舱段的气体热量与舱段内低温贮箱、低温气枕及舱段外环境散热量之间的热平衡关系；计算舱段内气体与舱段内低温贮箱、低温气枕、舱段外环境之间的等效换热系数；根据热平衡关系、等效换热系数，对舱段温度进行求解；其中，低温贮箱位于舱段的上部，低温气枕位于舱段的下部，低温贮箱与舱段的低温气枕之间具有气体流通通道；本发明具有能够充分考虑发射场环境温度、对低温火箭舱段吹除环境进行有效预示的有益效果，适用于航天系统领域。

公开(公告)号：CN112389634B

公开(公告)日：2022-12-27

申请号：CN202011359949.2

申请日：2020-11-27

申请人： 北京宇航系统工程研究所

发明人： 杜涛 ,  王国辉 ,  宫宇昆 ,  杨建民 ,  马惠廷 ,  崔照云 ,  张然 ,  牟宇 ,  高家一 ,  李舟阳 ,  沈丹 ,  闫指江 ,  张耘隆 ,  张津泽 ,  唐伟 ,  徐珊姝

IPC分类号： B64C9/00 ,  B64C1/38

摘要： 一种中高热流条件下防热前缘栅格舵，属于热防护技术领域。本发明解决了栅格舵防热涂层虽然施工工艺友好，适合于栅格舵对象，但是抗冲刷能力低，不能抵抗再入高动压的难题，确保了栅格舵本体结构的热防护措施的安全性，避免在高动压冲刷下防热层/本体结构界面发生防热结构破坏。虽然端头裸露在来流空气中，造成端头本体结构的气动加热问题，但是由于后体受到了防热层的保护，栅格的结构本体温度较低，端头的高温可以向栅格结构本体传递，延缓了端头受热的高温压力。采用本发明热防护方案，即能够发挥低密度防热涂层的工艺友好性，同时避免了栅格舵格栅本体防热层不耐高动压冲刷的技术难题，确保了飞行安全。

公开(公告)号：CN105468846B

公开(公告)日：2019-01-11

申请号：CN201510825191.X

申请日：2015-11-24

申请人： 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

发明人： 杨虎军 ,  沈丹 ,  苏虹 ,  黄兵 ,  徐珊姝 ,  李凰立 ,  张耘隆 ,  吴彦森 ,  杜涛 ,  马小亮 ,  宫宇昆

IPC分类号： G06F17/50

摘要： 本发明涉及一种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法，属于火箭热环境热防护设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹在上升飞行段底部喷流辐射热流的确定方法。本发明的方法中，对于喷流边界的计算采用圆弧近似法，该方法得到的结果在喷流压力与外界压力之比较大时，与试验结果吻合良好；本发明的方法中，对火箭底部表面和喷流边界表面进行网格划分，从而得到火箭底部不同位置的辐射热流估计值。相较于传统的单一热流条件而言更加细化。减少了过于保守的结构防热设计，放宽了仪器电缆的安装位置要求，为全箭减重和合理布局做出贡献。