公开(公告)号：CN111832159A

公开(公告)日：2020-10-27

申请号：CN202010581783.2

申请日：2020-06-23

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 杨光 ,  李宇 ,  聂亮 ,  周禹 ,  刘宇飞 ,  袁野 ,  王迅 ,  朱广生 ,  赵晓利 ,  赵良 ,  曹占伟 ,  檀妹静

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/08 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明一种基于飞行试验数据的边界层转捩阵面动态演化过程确定方法，(1)将高超声速飞行器表面测点上安装的传感器输出的原始测量结果，转化为飞行器表面测点位置处的热流或温度信息，过滤掉异常的测点信息，得到可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息；(2)根据可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息，得到各个测点发生转捩的时刻；(3)对任意一时刻，根据得到的各个测点发生转捩的时刻，判断该时刻各个测点是否发生转捩；(4)在转捩测量时间窗口内，选取多个时刻点，对每个时刻点，获得该时刻的转捩阵面图像。(5)将步骤(3)获得的各个时刻的转捩阵面图像，按飞行时序装订为动画，获得转捩阵面动态演化过程，从而得到各时刻飞行器表面的转捩区域。

公开(公告)号：CN107103117B

公开(公告)日：2020-09-18

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

Inventor： 聂亮 ,  李宇 ,  黄建栋 ,  于明星 ,  聂春生 ,  檀妹静 ,  王振峰 ,  闵昌万 ,  王毓栋 ,  朱广生

IPC: G06F30/15 ,  G06F119/08

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。

公开(公告)号：CN108132112B

公开(公告)日：2019-12-20

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

IPC: G01K17/08 ,  G01K7/02

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。

公开(公告)号：CN106202807B

公开(公告)日：2019-06-18

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

Inventor： 檀妹静 ,  李宇 ,  聂亮 ,  闵昌万 ,  朱广生 ,  聂春生 ,  黄建栋 ,  王迅 ,  蒋云淞 ,  袁野 ,  王毓栋 ,  于明星 ,  王振峰 ,  陈敏

IPC: G06F17/50

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。

公开(公告)号：CN107958102A

公开(公告)日：2018-04-24

申请号：CN201711086208.X

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

Inventor： 李宇 ,  黄建栋 ,  闵昌万 ,  聂春生 ,  檀妹静 ,  蒋海军 ,  曹占伟 ,  王振峰 ,  于明星

IPC: G06F17/50

CPC classification number: G06F17/5009 ,  G06F17/5095 ,  G06F2217/80

Abstract: 本发明提供了一种用于高超声速气动热预测的偏差大气参数确定方法，属于高超声速飞行器气动热环境预示技术领域。该方法包括如下步骤：(1)、根据飞行弹道点的飞行高度H，由标准大气方程组，得出该弹道点对应的标准大气密度ρ；(2)、根据飞行弹道点的飞行高度H，由大气密度偏差Δρ与高度的关系，得出对应的大气密度偏差量Δρ，由标准大气密度ρ和大气密度偏差量Δρ，得出该飞行高度H对应的偏差大气密度ρ'；(3)、根据偏差大气密度ρ'，由标准大气方程组，反查出与偏差大气密度ρ'对应的偏差大气高度H'；(4)、根据偏差大气高度H'，由标准大气方程组，分别计算得到偏差大气压力P'和偏差大气温度T'。本发明相对其它方法来确定偏差大气参数，具有方便快速的特点。

公开(公告)号：CN106872195A

公开(公告)日：2017-06-20

申请号：CN201710010082.1

申请日：2017-01-06

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： 杨红亮 ,  檀妹静 ,  王振峰 ,  于明星 ,  李宇 ,  聂春生 ,  聂亮 ,  陈轩

IPC: G01M99/00 ,  B64F5/00

CPC classification number: G01M99/002

Abstract: 本发明公开了一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，包括：基于飞行器第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位与第二典型部位之间热流的关联简式；根据所述关联简式，对不同典型部位的气动热数据进行关联分析。通过本发明提高了典型部位的气动热数据的利用效率，降低了测试成本，提高了测试效率。