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公开(公告)号：CN112916877A
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN202110112031.6
申请日：2021-01-27
Applicant: 华中科技大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于接触式刮刀铺粉工艺的多孔发汗金属结构高质量激光选区熔化成形方法，属于先进制造技术领域。该方法在多孔发汗金属结构四周设置与其不相连的闭合随形保护框，并在成形过程中通过激光线能量密度的差异化设置，使得随形保护框的已成形层总高度总是大于多孔发汗金属结构的已成形层总高度，从而有效避免了成形过程中接触式铺粉刮刀对多孔发汗金属结构成形层的摩擦、碰撞，大幅提升了多孔发汗金属结构的成形质量。同时，该方法还无需在成形完成后对多孔发汗金属结构和随形保护框施加额外的分离处理，制造流程简单。
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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：CN106802987B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201710004999.0
申请日：2017-01-04
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 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于多性能指标体系的飞行器总体构型分级优化方法，包括：建立总体构型多性能指标体系；其中，所述指标体系包括如下指标：升阻比、升力系数、纵向稳定度、偏航稳定度和滚转稳定性；根据所述多性能指标体系建立飞行器总体构型优化模型；其中，所述优化模型中包括：所述指标体系中各个指标的指标性能的期望值；根据所述优化模型，对飞行器的总体构型进行多性能指标分级优化，直至所有指标的指标性能满足所述各个指标对应的期望值。通过本发明实现了在多性能指标强耦合情况下对高速飞行器总体构型的优化，提高了优化的可靠性和优化效率。
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公开(公告)号：CN106950982B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710083867.1
申请日：2017-02-16
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： 张鹏宇 , 陈芳 , 王颖 , 程璞 , 肖振 , 王毓栋 , 闵昌万 , 陈敏 , 刘秀明 , 武斌 , 吴小华 , 姜智超 , 郭振西 , 陈安宏 , 黄兴李 , 朱广生 , 阎君
IPC: G05D1/10
Abstract: 再入飞行器姿控动力系统高空力矩特性辨识方法，首先对飞行试验数据进行预处理得到x、y、z三个通道的角速度和角加速度，然后利用公式计算x、y、z三个通道的力矩，接着对姿控动力系统三通道力矩进行建模，最后基于最小二乘准则的方程误差法进行高空力矩特性辨识。本发明能够获得更准确的辨识结果，尤其在RCS开关频率较高时，相对于传统方法，本发明辨识结果改善效果更加明显。
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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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN105631068B
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201410602342.0
申请日：2014-10-31
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: 本发明属于网格计算技术领域，具体涉及种针对Tecplot软件格式非结构网格CFD计算的网格边界条件处理方法。本发明包括建立网格信息、定义边界类型、提取体网格外边界信息、穷举法实现第一个节点匹配、以波阵面形式进行余下节点匹配、边界面单元匹配与边界条件赋值等步骤。利用本发明提出的非结构网格边界面与网格面之间的快速匹配方法，可以将Tecplot格式非结构网格的网格边界条件快速的映射到内场体网格的相应边界面上，实现非结构网格边界条件信息的快速处理，有效减少计算机时。
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公开(公告)号：CN106741850B
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201611035521.6
申请日：2016-11-17
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: B64C5/00
Abstract: 一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，涉及高速飞行器布局的侧向安定面外形参数设计领域；烧蚀部分和非烧蚀部分；所述非烧蚀部分的一侧设置有烧蚀分界边；烧蚀部分的一边与烧蚀分界边连接；烧蚀部分和非烧蚀部分一体化成型；非烧蚀部分包括融合边、第一前缘、第二前缘和第一底边；所述烧蚀部分包括第三前缘、第四前缘和第二底边；其中，融合边、第一前缘、第二前缘、第一底边、第二底边、第四前缘、第三前缘首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。设计出适合此类飞行器的可变形侧向安定面气动外形参数，实现对三通道气动特性的有效协调，并解决宽飞行剖面内横侧向稳定性调节、部件气动干扰、防热约束等问题。
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公开(公告)号：CN105630663B
公开(公告)日：2018-08-21
申请号：CN201410601647.X
申请日：2014-10-30
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: G06F11/36
Abstract: 本发明涉及一种基于任务备份的并行CFD计算容错方法，包括以下步骤：1在CFD软件中建立两个检查点A与B，分别存贮t1迭代时刻与t2迭代时刻的计算恢复信息；2进行并行CFD计算容错方法的原子操作，从操作1CFD计算流程开始至CFD计算流程计算结束；从而实现通过注入程序故障信息，发现该方法可有效解决并行CFD计算容错问题，提高系统容错能力，降低错误检测开销。
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