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公开(公告)号：CN118607104A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410762813.8
申请日：2024-06-13
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了一种暴露在高空羽流中箭体的三维干扰力计算方法，包括：步骤1，构建得到箭体的三维模型；步骤2，计算得到当前时间步上几何计算点处的流场密度；步骤3，计算得到当前时间步上几何计算点处的激波前压力、马赫数和温度；步骤4，计算得到当前时间步上几何计算点处的激波后压力；步骤5，通过积分方式得到当前时间步上几何计算点处的喷流干扰力；步骤6，重复步骤1～5，得到所有时间步上的喷流干扰力；步骤7，根据飞行遥测数据，对各时间步上的喷流干扰力进行修正后输出。本发明攻克了发动机高度欠膨胀燃气羽流对运载火箭箭体的三维干扰力难以通过地面试验和数值仿真进行快速预示的问题。
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公开(公告)号：CN116541960A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310552050.X
申请日：2023-05-17
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/02
摘要： 本申请提供一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质，该方法包括：建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，得到CFD数值计算模型；基于CFD数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行CFD数值仿真计算；根据CFD数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，进而充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN115577659A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211585244.1
申请日：2022-12-11
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请实施例提供一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，所述方法包括：获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。本申请实施例中提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，在相似准则等前提下，借鉴相似脉动压力特性，对于几何构型相似的火箭而言，具有快捷、高效、且相对稳妥的工程实用性。
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公开(公告)号：CN115587507B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202211585235.2
申请日：2022-12-11
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 张耘隆 , 徐珊姝 , 苏虹 , 牟宇 , 吴义田 , 肖耘 , 褚洪杰 , 杜涛 , 吴彦森 , 李凰立 , 闫指江 , 张津泽 , 李舟阳 , 唐伟 , 胡彦辰 , 刘汉宇 , 高武焕 , 李森 , 崔硕
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/10 , G01K13/00 , G06F113/08 , G06F119/08
摘要： 本发明提供的一种舱段内吹除环境温度计算方法、监测方法及存储设备，包括：确定计算模型的稳态假设条件；建立进入舱段、排出舱段的气体热量与舱段内低温贮箱、低温气枕及舱段外环境散热量之间的热平衡关系；计算舱段内气体与舱段内低温贮箱、低温气枕、舱段外环境之间的等效换热系数；根据热平衡关系、等效换热系数，对舱段温度进行求解；其中，低温贮箱位于舱段的上部，低温气枕位于舱段的下部，低温贮箱与舱段的低温气枕之间具有气体流通通道；本发明具有能够充分考虑发射场环境温度、对低温火箭舱段吹除环境进行有效预示的有益效果，适用于航天系统领域。
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公开(公告)号：CN115618500B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202211542999.3
申请日：2022-12-03
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 张耘隆 , 宋征宇 , 吴义田 , 魏威 , 徐珊姝 , 苏虹 , 赵永志 , 许奇 , 杜涛 , 吴彦森 , 李凰立 , 闫指江 , 张津泽 , 李舟阳 , 唐伟 , 胡彦辰 , 刘汉宇 , 高武焕 , 郝金杰 , 王耕
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供运载火箭整流罩气动弹性问题分析方法、系统及存储设备，所述分析方法括如下步骤：S10，对运载火箭整流罩进行构型分类；S20，针对不同构型的整流罩，采用相应的试验方法进行气动弹性问题分析；其中，分类后的构型包括：无抖振构型、流场分离稳定构型、流场分离不稳定构型；所述步骤S10，对运载火箭整流罩进行构型分类，具体包括：S101，确定用于构型分类的整流罩外形尺寸参数；S102，基于整流罩外形尺寸参数，建立用于构型分析的约束条件；S103，获取待分类整流罩的外形尺寸参数值，通过约束条件对整流罩的构型进行分类，并输出分类结果；本发明具有能够对运载火箭的气动弹性问题进行分类处理的有益效果，适用于航天系统领域。
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公开(公告)号：CN115618501B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202211543069.X
申请日：2022-12-03
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 胡彦辰 , 张耘隆 , 张津泽 , 王国辉 , 肖耘 , 吴义田 , 牟宇 , 褚洪杰 , 徐珊姝 , 段保成 , 吴彦森 , 李凰立 , 苏虹 , 杜涛 , 闫指江 , 唐伟 , 谭振 , 李舟阳 , 刘汉宇
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置，包括：根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类标准工况模型；采用两种数值仿真方法分别对两类标准工况模型进行CFD数值仿真，得到亚音速和跨声速段的仿真气动特性；利用历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；通过修正系数对两类标准工况模型进行修正，得到仿真模型；通过仿真模型对目标构型进行CFD数值仿真，得到目标构型的仿真气动特性数据；本发明具有能够基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的方式获取亚跨音速段的气动特性的有益效果，适用于飞行器气动特性仿真和预示领域。
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公开(公告)号：CN115618501A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211543069.X
申请日：2022-12-03
申请人： 北京宇航系统工程研究所
发明人： 胡彦辰 , 张耘隆 , 张津泽 , 王国辉 , 肖耘 , 吴义田 , 牟宇 , 褚洪杰 , 徐珊姝 , 段保成 , 吴彦森 , 李凰立 , 苏虹 , 杜涛 , 闫指江 , 唐伟 , 谭振 , 李舟阳 , 刘汉宇
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置，包括：根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类标准工况模型；采用两种数值仿真方法分别对两类标准工况模型进行CFD数值仿真，得到亚音速和跨声速段的仿真气动特性；利用历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；通过修正系数对两类标准工况模型进行修正，得到仿真模型；通过仿真模型对目标构型进行CFD数值仿真，得到目标构型的仿真气动特性数据；本发明具有能够基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的方式获取亚跨音速段的气动特性的有益效果，适用于飞行器气动特性仿真和预示领域。
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公开(公告)号：CN115326341A
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202210837242.0
申请日：2022-07-15
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本发明一种气动载荷分布计算方法及系统，方法步骤如下：1)沿轴向将气动载荷分布分为多个段；2)根据分段位置和各段的气动载荷分布规律，建立各段法向力系数分布之间的关联函数；3)根据气动载荷分布，积分获得对应的飞行器法向力系数和压心系数值，并与飞行器整体气动力所得的法向力系数和压心系数建立等式关系；4)将关联函数带入建立的等式关系，计算获得飞行器法向气动载荷分布。
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公开(公告)号：CN112389634A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011359949.2
申请日：2020-11-27
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 一种中高热流条件下防热前缘栅格舵，属于热防护技术领域。本发明解决了栅格舵防热涂层虽然施工工艺友好，适合于栅格舵对象，但是抗冲刷能力低，不能抵抗再入高动压的难题，确保了栅格舵本体结构的热防护措施的安全性，避免在高动压冲刷下防热层/本体结构界面发生防热结构破坏。虽然端头裸露在来流空气中，造成端头本体结构的气动加热问题，但是由于后体受到了防热层的保护，栅格的结构本体温度较低，端头的高温可以向栅格结构本体传递，延缓了端头受热的高温压力。采用本发明热防护方案，即能够发挥低密度防热涂层的工艺友好性，同时避免了栅格舵格栅本体防热层不耐高动压冲刷的技术难题，确保了飞行安全。
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公开(公告)号：CN105468846A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510825191.X
申请日：2015-11-24
申请人： 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5009
摘要： 本发明涉及一种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法，属于火箭热环境热防护设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹在上升飞行段底部喷流辐射热流的确定方法。本发明的方法中，对于喷流边界的计算采用圆弧近似法，该方法得到的结果在喷流压力与外界压力之比较大时，与试验结果吻合良好；本发明的方法中，对火箭底部表面和喷流边界表面进行网格划分，从而得到火箭底部不同位置的辐射热流估计值。相较于传统的单一热流条件而言更加细化。减少了过于保守的结构防热设计，放宽了仪器电缆的安装位置要求，为全箭减重和合理布局做出贡献。
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