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公开(公告)号：CN118484879A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410673308.6
申请日：2024-05-28
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/04 , G06F111/10
摘要： 本发明提供了一种基于给定唇口的多级内外双乘波前体进气道设计方法，该方法实现了给定唇口型线条件下前体进气道的逆向设计，解决了现有技术中存在的唇口型线设计空间小的难题，满足了高速飞行器向宽域可调、多模块并联的发展需求。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术无法实现给定唇口的多级双乘波前体进气道设计的技术问题。
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公开(公告)号：CN116241455B
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202211718764.5
申请日：2022-12-29
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种活塞传扭结构及活塞泵，包括第一、二活塞结构，均采用活塞和凸轮导轨一体化结构，凸轮导轨位于活塞的中部，凸轮导轨两侧对称长出两套筒结构，套筒结构均包括外、内侧筒，外、内侧筒上分别周向开设有多个吸油口和排油口；外、内侧筒之间构成环形腔，两套筒结构的环形腔之间不连通；传动组件，包括依次相连接的输入传动轴、第一、二传动块、第一、二传动轴；第一传动块的两端面具有正交分布的滑槽a、b；第二传动块的两端面具有正交分布的滑槽c、d；输入传动轴的另一端为扁方结构c，与滑槽a相配合；第一传动轴的两端分别设置有扁方结构a、b，分别与滑槽b、c相配合；第二传动轴的一端还设置有扁方结构d，与滑槽d相配合。
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公开(公告)号：CN116201726B
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202211711962.9
申请日：2022-12-29
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提供了一种活塞传动结构及具有其的活塞泵，包括：第一、二活塞结构，均包括两端开口的空心柱体、挡板和柱塞轴，挡板设置在空心柱体内，将空心柱体的内腔沿其轴向分隔为第一、二腔体；挡板穿设在柱塞轴上；第一、二腔体对应的空心柱体部分的均均布开设多个配水口；传动组件，包括依次相连接的输入传动轴、第一、二传动块、第一、二传动轴；第一传动块的两端面具有正交分布的滑槽a、b；第二传动块的两端面具有正交分布的滑槽c、d；输入传动轴的的一端为动力输入端，另一端为扁方结构c，与滑槽a相配合；第一传动轴的两端分别设置有扁方结构a、b，分别与滑槽b、c相配合；第二传动轴的一端还设置有扁方结构d，与滑槽d相配合。
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公开(公告)号：CN118350112A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202311837147.1
申请日：2023-12-28
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种舵面晃动角度评估方法，该评估方法的具体步骤如下：步骤一：确定各传动环节对舵面晃动角度影响的权重系数：即在连接点的间隙值相同的情况下，确定各传动环节对舵面晃动角度影响的权重系数；步骤二：确定舵面最大晃动角度：根据各传动环节配合公差，确定舵面最大晃动角度；步骤三：判断舵面最大晃动角度是否满足要求；步骤四：调整连接杆长度：选择其中一个连接杆，增加连接杆长度范围为现有长度的7％，返回步骤二。本发明实现了舵面在静置状态下的晃动角度评估，为抑制舵面静置状态下的晃动提供计算依据与抑制方法，提高飞行器控制效率。
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公开(公告)号：CN118089644A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311840753.9
申请日：2023-12-28
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提供了一种适用于大尺度飞行器的水平测量方法及装置，该水平测量方法包括：将飞行器各舱段垂直轴向放置于平面，确保各舱段仅受重力与支撑力，不受到弯矩；将飞行器沿长度方向划分为若干舱段，统计各舱段的质量；采用与飞行器划分舱段数量相同的支撑工装对各舱段进行支撑，支撑工装的可调气囊对飞行器进行柔性支撑，支撑力与对应舱段的重力相等；可调气囊通过支撑件与测力计连接，测力计对支撑力进行测量，若干测力计固定在底座上；保持各舱段不受到弯矩；在当前状态下，对飞行器进行水平测量，获取结构偏差。本发明能够解决现有技术中水平测量方法因对接偏差和受力变形导致的准确性低的技术问题。
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公开(公告)号：CN118012090A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311843725.2
申请日：2023-12-28
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G05D1/46
摘要： 本发明提供了一种高速飞行器主动安控方法，该高速飞行器主动安控方法包括：分析安控需求，结合飞行器能力确认飞行安全控制措施；根据安全保护区规划航迹，确定安全飞行走廊；结合安全飞行走廊，根据安全控制判断距离形成安全控制管道，沿飞行轨迹采用等经度线将安全控制管道划分为若干连续的四边形，获取各四边形四个顶点的经纬度坐标；根据飞行器的实时位置和安全控制管道的四边形顶点经纬度坐标，每间隔预设间隔时长判断一次飞行器是否位于安全区域内，若连续N次飞行器位置位于安全区域外，则发出主动安控指令，执行飞行安全控制措施。本发明的技术方案逻辑实现简单，能够满足飞行器全程安全控制需求。
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公开(公告)号：CN118012089A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311840521.3
申请日：2023-12-28
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G05D1/46
摘要： 本发明提供了一种飞行器定高定速绕禁飞区巡航飞行方法，包括：构建飞行器动力学模型；根据禁飞区确定飞行器合适的航路点；读取当前步长攻角；根据侧向机动策略和定速条件解算发动机工作系数和速度倾斜角；将发动机工作系数和速度倾斜角代入飞行器动力学模型中，计算获取飞行器下一步长的状态量；根据下一步长的状态量修正下一步长攻角；判断是否到达巡航飞行段最终航路点，若未达到，根据下一步长攻角、下一步长的发动机工作系数以及速度倾斜角更新飞行器状态量，判断飞行器是否经过当前航路点，重复上述步骤，直至达到巡航飞行段最终航路点。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中定高定速巡航方案只能保证定地心距高度巡航的技术问题。
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公开(公告)号：CN117993175A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202311840497.3
申请日：2023-12-28
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G01K17/08 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F113/08
摘要： 本发明提出一种高精度快速气动热辨识方法，通过将需要辨识的温度数据分为N个“辨识时间段”，按时间先后分段辨识来减少求解数据量，加快迭代，通过在求解中充分运用数据传递，使计算时间呈现几何级数的减小，求解时间接近于总量/N的时间，同时，通过辨识温度与基准温度的比较，来决定热流变异的方向；将之前所有“辨识时间段”固定下来的辨识热流与真实热流相比引起的误差，将按一定的比例系数叠加到测量温度上，对测量温度进行修正，形成当前时间点的基准温度，避免了基准的失真；将新获得的热流和前后各N个时间点的热流求平均作为该时间点的最终热流，避免了辨识热流出现毛刺式突变。
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公开(公告)号：CN117973264A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410161064.3
申请日：2024-02-05
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06T17/20 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
摘要： 本发明提供了一种用于飞行器双缝‑热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻；建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格；根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；开展非定常传热传质计算；初始化计算域；开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气‑固‑渗流紧耦合传热方法计算。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中在进行缝隙‑密封条‑翼盒腔体传热数值模拟时，常规气动热传热计算方法不适用，且常规非定常计算方法计算量过大的技术问题。
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