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公开(公告)号：CN107914862B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201711155360.9
申请日：2017-11-20
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: 一种全主动冷却高超声速飞行器，包括：发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘、发汗冷却舵前缘、再生冷却舵面、再生冷却迎风面，飞行器背风面；发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘和发汗冷却舵前缘设有多孔结构，内部存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面；再生冷却舵面和再生冷却迎风面采用再生冷却方式分别对飞行器的舵面和迎风面进行冷却，利用飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。
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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
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。
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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
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：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
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。
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公开(公告)号：CN106706166B
公开(公告)日：2019-04-30
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
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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Patent Agency Ranking
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
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。
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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
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。
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公开(公告)号：CN112326726B
公开(公告)日：2023-12-29
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: 防隔热设计提供了有效支撑。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(56)对比文件CN 111426719 A,2020.07.17梁军 等《.三维编织复合材料力学性能分析方法》.哈尔滨工业大学出版社,2014,(第一版),第241-245页.Li Weijie 等.A nonlinear pyrolysislayer model for analyzing thermalbehavior of charring ablator.《International Journal of ThermalSciences》.2015,第98卷第104-112页.Rivier Mickaël 等.Ablative thermalprotection system under uncertaintiesincluding pyrolysis gas composition.《Aerospace Science and Technology》.2019,第84卷第1059-1069页.Suzuki Toshiyuki 等.Calculation ofthermal response of ablator under arcjetflow condition《.Journal of thermophysicsand heat transfer》.2012,第21卷(第2期),第257-266页.Owiti Bernard O. 等.Thermal Responseof Low Density Ablative MaterialsSubjected To High Temperature《.AIAAScitech 2019 Forum》.2019,第1页.郭梅梅 等.树脂基复合材料的分解防热效率《.宇航材料工艺》.2012,(第2期),第58-60页.程杰 等.次口径非对称鸭舵对弹道修正弹气动特性的影响《.北京理工大学学报》.2015,第35卷(第2期),第133-138页.邓代英 等.二氧化碳介质气动加热环境下碳化热解类防热材料烧蚀机理分析《.装备环境工程》.2020,第17卷(第1期),第43-50页.于明星 等.非平衡气动加热条件下的材料热响应差异研究《.材料科学与工程》.2017,第25卷(第6期),第16-21页.
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公开(公告)号：CN107977491B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201711117139.4
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
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/02
Abstract: 一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，包括步骤如下：一、通过数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流；二、对舵缝隙内是否存在非定常效应进行判断并相应处理；三、获得若干周期内舵缝隙区域特征点处定常方法的平均热流；四、获得若干周期内特征点处非定常方法的平均热流并和定常方法结果比较，根据情况相应处理；五、获得舵缝隙区域干扰因子，利用曲线拟合方法获得干扰因子随舵偏变化的分段解析函数曲线；六、将干扰因子的分段函数曲线嵌入到气动热工程计算程序，获得飞行器在设定弹道时间段的舵缝隙区域热环境结果。本发明在保证空气舵缝隙气动热评估结果可靠性的同时能够有效减小评估结果的冗余度。
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公开(公告)号：CN110852999A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911036559.9
申请日：2019-10-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 张志龙 , 潘红九 , 商学谦 , 郭灵犀 , 孙宝亮 , 张鹏宇 , 郑宇 , 马鸣 , 李萌萌 , 吴曼乔 , 李霄 , 吴晓蕊 , 雷净 , 王振峰 , 杨飞 , 占续军 , 刘辉 , 王玲
Abstract: 本申请实施例提供一种图像扫描系统及图像扫描方法，其中，系统包括：载物装置，用于承载待测物体，所述待测物体的待测面为曲面；光源装置，用于发射激发光，照射在所述待测物体上；图像采集装置，用于采集待测物体中待测面的图像；扫描控制装置，用于控制所述载物装置移动并在移动到位后控制图像采集装置采集图像；图像处理装置，用于在采集到的图像中确定目标图像；所述目标图像为包含有待测物体特征的图像。本申请实施例提供的图像扫描系统及图像扫描方法能够对待测物体中曲面形的待测面进行检测，并具有较便捷的扫描过程。
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