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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：CN112287611B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202011026832.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括以下步骤：获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析；若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则重新开始优化。本发明采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，可以大幅优化局部气动热环境，在根本上解决局部气动加热严酷的问题，减轻材料/结构的防隔热压力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114152358A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111310665.9
申请日：2021-11-04
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明适用于测量装置领域，提供了一种复合端头的测量装置及成型工艺，包括：第一端部，容置有测量器，所述测量器设置于所述第一端部的头部；第二端部，设置于所述第一端部的一侧，支撑所述所述第一端部，并具有供所述测量器所连接的导向通过的过孔；防热被，覆盖所述第一端部，并与所述第一端部一体连接，以覆盖所述测量器。
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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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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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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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