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公开(公告)号：CN107891979B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201710901374.4
申请日：2017-09-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器可调节增稳装置，该装置包括第一尾裙和第二尾裙、第一轴套、第二轴套、中心轴，第一尾裙和第二尾裙均由部分重叠的多个鳞片围绕而成，第一尾裙的鳞片与飞行器尾端活动连接，绕飞行器围成一周，每个第一尾裙的鳞片通过骨架与第一轴套连接；第二尾裙的鳞片沿飞行器轴向与第一尾裙的鳞片尾端活动连接，每个第二尾裙的鳞片通过骨架与第二轴套连接；第一轴套和第二轴套沿飞行器轴向依次套在中心轴上，沿中心轴自由移动改变第一尾裙和第二尾裙的张角，从而调节高超声速飞行器的飞行稳定度。
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公开(公告)号：CN107941100B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201711116301.0
申请日：2017-11-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供一种适用于多载荷导弹的整流组件及导弹，属于导弹总体设计领域。所述导弹包括至少两个载荷，所述整流组件包括载荷支架、整流杆支架及整流杆，载荷支架为变截面空心结构，载荷支架的第一端外径与导弹舱段外径一致，第二端为封闭端，第二端设有与载荷数量匹配的安装孔，载荷通过安装孔对称安装在载荷支架上，整流杆支架与载荷支架的第二端连接，整流杆包括支杆和圆盘，圆盘通过支杆与整流杆支架连接，整流杆位于至少两个载荷的对称中心，且在飞行状态时，圆盘位于载荷前方。通过直接设置整流杆实现了整流减阻的目的，避免了使用整流罩带来的额外附加质量，满足导弹的轻量化要求，提高了多载荷导弹的可靠性。
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公开(公告)号：CN106528990B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610955734.4
申请日：2016-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明涉及一种基于泛函优化的高超声速尖锥外形热流密度建模方法，包括如下步骤：利用高超声速测热风洞，对飞行器的n个不同缩比的尖锥模型进行地面测热试验；分别获取n个不同缩比模型在高超声速测热风洞中的热流密度分布规律获得热流密度试验值Qwi，其中1≤i≤n；调整高超声速测热风洞的风洞试验参数，获得第一组热流密度试验值Qwij，j为风洞试验次数；获得第一组飞行器的热流密度分布规律；共获得k组飞行器的热流密度分布规律Qwk；应用泛函优化算法，引入风洞品质变量a和标模参量b，对Qwk进行迭代计算，求取最优的空间变换，获得尖锥热流密度模型Qw。本发明避免了现有技术建模方法的片面性，降低了人为经验因素的干扰。
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公开(公告)号：CN105045273B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510494803.1
申请日：2015-08-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种双通道变质心飞行器，包括头部、中段和尾段，其特征在于：所述中段舱体内设有双通道变质心装置，所述双通道变质心装置包括有效载荷，所述有效载荷分为两组，其中一组有效载荷可沿本体坐标系X轴往复运动，另一组有效载荷可沿本体坐标系Z轴往复运动，实现飞行器质心在本体坐标系X轴和本体坐标系Z轴上的变化，本发明不需要空气舵和反作用姿态控制发动机，首次采用纯变质心控制的方式实现飞行器俯仰和滚转通道的控制，进而实现飞行器的大攻角、大倾侧角飞行，应用于通用再入飞行器等多种飞行器，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN105205281A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510658028.9
申请日：2015-10-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种再入弹道防热一体化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107884153A
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201711003127.9
申请日：2017-10-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及一种模拟高速气动剥蚀过程的结构，包括对来流部件的结构，包括样件和底板，样件和底板结合区域正对来流的部位通过粘合层附着剥蚀层。还包括侧对来流部件的结构，包括样件，样件侧对来流方向的部位开设凹槽，凹槽通过粘合层附着剥蚀层，剥蚀层平滑了样件的上表面。本发明的模拟烧蚀过程的结构，可以在气动试验中，让高速流动逐步吹除表面贴附的石墨-金属-粘合剂，得到表面逐步变形的过程，因此可以模拟实际烧蚀过程中，表面逐步变形的过程。本发明通过设计不同的剥蚀层以及不同粘结在不同部位，可以模拟不同部位和不同特点的烧蚀变形过程，在普通风洞中研究烧蚀变形过程对气动的影响。
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公开(公告)号：CN107941100A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711116301.0
申请日：2017-11-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供一种适用于多载荷导弹的整流组件及导弹，属于导弹总体设计领域。所述导弹包括至少两个载荷，所述整流组件包括载荷支架、整流杆支架及整流杆，载荷支架为变截面空心结构，载荷支架的第一端外径与导弹舱段外径一致，第二端为封闭端，第二端设有与载荷数量匹配的安装孔，载荷通过安装孔对称安装在载荷支架上，整流杆支架与载荷支架的第二端连接，整流杆包括支杆和圆盘，圆盘通过支杆与整流杆支架连接，整流杆位于至少两个载荷的对称中心，且在飞行状态时，圆盘位于载荷前方。通过直接设置整流杆实现了整流减阻的目的，避免了使用整流罩带来的额外附加质量，满足导弹的轻量化要求，提高了多载荷导弹的可靠性。
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公开(公告)号：CN105045273A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510494803.1
申请日：2015-08-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种双通道变质心飞行器，包括头部、中段和尾段，其特征在于：所述中段舱体内设有双通道变质心装置，所述双通道变质心装置包括有效载荷，所述有效载荷分为两组，其中一组有效载荷可沿本体坐标系X轴往复运动，另一组有效载荷可沿本体坐标系Z轴往复运动，实现飞行器质心在本体坐标系X轴和本体坐标系Z轴上的变化，本发明不需要空气舵和反作用姿态控制发动机，首次采用纯变质心控制的方式实现飞行器俯仰和滚转通道的控制，进而实现飞行器的大攻角、大倾侧角飞行，应用于通用再入飞行器等多种飞行器，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN105205281B
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201510658028.9
申请日：2015-10-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种再入弹道防热一体化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。
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公开(公告)号：CN107878748A
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201710891888.6
申请日：2017-09-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: Y02T70/122 , Y02T70/125 , B64C35/008 , B63B1/38 , B63B1/40 , B63B2001/387
Abstract: 本发明公开了一种跨介质飞行器壳体结构及飞行器，涉及水下高速航行领域。所述跨介质飞行器壳体结构包括头部舱段和主体舱段，所述壳体结构还包括亲水涂层和疏水涂层，所述亲水涂层设置在所述主体舱段的下表面，所述疏水涂层覆盖在所述头部舱段的外表面。本发明提供的一种跨介质飞行器壳体结构及飞行器，利用非对称设计的非对称空泡，对飞行器的水下姿态进行被动式控制，对头部舱段形状无特殊要求，且不需要外加控制装置和执行装置，降低了对飞行器壳体外形设计要求，生产成本低，可控性、可靠性强，具有良好的工程应用前景。
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