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公开(公告)号：CN118941443A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202410935312.5
申请日：2024-07-12
Applicant: 北京航空航天大学宁波创新研究院 , 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种基于类分形图形背景纹影的可视化方法及装置，涉及航空技术领域，本发明利用背景纹影技术进行发动机尾喷流等待测目标的测量时，采用了图案具有自相似性的类分形图形作为背景图像，并基于仿射变换的数字图像相关法进行图像位移提取，图案的自相似性能够为背景图像增加更多便于被识别的特征，基于仿射变换的数字图像相关法能够规避异常值、粗糙和高频信息过滤问题，同时避免了随机分布的点状图中询问窗口内随机点数量的可变性引入的不准确性以及点的大小对精细度和提取难度的影响，因此提高了测试结果的准确性和精细度。
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公开(公告)号：CN109298412B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN201811159273.5
申请日：2018-09-30
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G01S13/58
Abstract: 本发明公开一种基于双频相干雷达的目标二维速度测量方法，主要用于提取目标的径向和切向二维速度信息。其实现过程是：调节径向/切向测速模式选择开关，对准目标，发射10GHz/4GHz连续波信号；10GHz/4GHz天线接收目标回波信号；在切向测速模式下，将两路回波信号输入相干器，得到相干信号；对信号/相干信号进行短时傅里叶变换得到微多普勒时频谱特性，提取每一时刻的微多普勒频率，从而得到每一时刻的径向/切向速度信息。本发明解决了传统多普勒雷达仅能测量目标径向速度的问题，能够提取多个目标径向和切向速度的二维互补信息。
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公开(公告)号：CN113720214A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202111054361.0
申请日：2021-09-09
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F42B10/12
Abstract: 本申请提供了一种电磁式可变形弹翼，涉及弹翼技术领域。电磁式可变形弹翼包括弹翼本体及变形驱动装置，弹翼本体包括前缘部和相对的后缘部，变形驱动装置包括柔性导体层、第一驱动组件及电磁体；电磁体设置于弹翼本体内，电磁体用于形成沿弹翼本体展长方向的磁场；柔性导体层环绕弹翼本体设置；第一驱动组件包括第一滑轨、第一滑块及第一助推机构，第一滑块滑动设置于第一滑轨，并与柔性导体层形成第一回路，第一助推机构设置于第一滑轨，用于给予第一滑块一个初速度，电磁体用于控制第一滑块滑动至第一预设位置。因此采用电磁控制结构上更简单，减少了机械结构，体型小，重量轻。
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公开(公告)号：CN113682460A
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN202111054319.9
申请日：2021-09-09
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种变形弹翼及飞行装置，涉及航天航空技术领域。变形弹翼包括变形驱动机构及至少两层弹翼；其中，任意相邻的两层弹翼间均设置有一个变形驱动机构，变形驱动机构用于驱动相邻的两层弹翼中的一层弹翼相对另一层弹翼活动，以使该层弹翼收容于另一层弹翼内，或者，使该层弹翼相对另一层弹翼展开。本申请提供的变形弹翼，实现了变形弹翼的完全回收，节省空间。应用于飞行装置中，极大地提高了飞行装置的运输与挂载的空间。
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公开(公告)号：CN109018446B
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN201811061467.1
申请日：2018-09-12
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种小卫星运载器。其包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；所述一子级的动力为固体火箭发动机，所述二子级和所述三子级的动力均为固液混合火箭发动机。本发明提供的小卫星运载器，三子级和二子级的动力采用固液混合火箭发动机，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本；一子级的动力采用固体火箭发动机，质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了小卫星运载器规模，提高快速响应能力。本发明提供的小卫星运载器，能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还具有快速响应能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110374762B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910663233.2
申请日：2019-07-22
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本申请提供了一种火箭发动机燃料系统及火箭，涉及火箭发动机技术领域，在一定程度上解决现有技术中的芯级火箭在工作时，无法向其贮箱内补充推进剂的技术问题。火箭发动机燃料系统包括：助推级火箭发动机燃料系统和芯级火箭发动机燃料系统；助推级火箭发动机燃料系统包括第一推进剂贮箱，芯级火箭发动机燃料系统包括第二推进剂贮箱，第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱相连通,第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱之间设置有控制阀。火箭发动机燃料系统中第一推进剂贮箱可以向第二推进剂贮箱内输送推进剂，防止芯级火箭发动机燃料系统中推进剂的消耗导致芯级火箭运载能力下降。
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公开(公告)号：CN111368369A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010133465.X
申请日：2020-02-28
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/14 , F42B15/01
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备，涉及运载火箭参数设计的技术领域，运载火箭的飞行性能参数设计方法包括：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；将飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；获取设计变量的数值；将设计变量的数值输入到飞行性能参数模型中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本发明建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，能够将运载火箭的飞行性能参数设计问题转化为建立模型并通过模型进行求取参数的过程，提高了设计效率，且缩短了设计时间。
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公开(公告)号：CN111322173A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010114726.3
申请日：2020-02-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/72
Abstract: 本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种环柱形贮箱固液火箭发动机，本申请的环柱形贮箱固液火箭发动机包括气瓶、贮箱和推力室；气瓶与贮箱的筒体均为环柱体，气瓶套设于推力室的筒体靠近推力室的喷管端的一侧的外侧，并与推力室的筒体固定连接；贮箱套设于推力室的筒体靠近推力室的头腔端的一侧的外侧，并与推力室的筒体固定连接；将气瓶、贮箱和推力室通过管道依次连通，完成组装，三者从外观看来为一个统一的整体，且环柱形贮箱固液火箭发动机具有更小的外包络尺寸，从而解决由于气瓶和贮箱的结构与布局方式导致的固液火箭发动机的外包络尺寸过大，发动机外径过大的问题，因而能够有效地降低第三级火箭在运行时受到的空气阻力。
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公开(公告)号：CN108871110B
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201810525729.9
申请日：2018-05-28
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种火箭及其组装方法，属于航空航天技术领域，解决现有火箭组装慢、响应慢、成本高的技术问题，火箭包括整流罩、有效载荷、载荷支持释放系统、飞控电气系统和动力系统；所述整流罩为壳体，且内依次可拆卸设置有所述效载荷、载荷支持释放系统和飞控电气系统，所述飞控电气系统与所述动力系统可拆卸连接；动力系统包括顺次可拆卸连接的三级发动机、二级发动机和一级发动机。本发明结构简单，可靠性高，安全性好，响应快以及成本低。
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公开(公告)号：CN110532709A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910825763.2
申请日：2019-08-30
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置，所述方法包括：获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案；确定设计变量和系统参数；根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；进行内弹道计算，得到内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。这样设计能快速的得到固液动力火箭发动机的规模，为设计人员进行下一步优化提供基础。方法步骤清晰，计算简便，对提高固液动力火箭发动机的设计效率和可靠性有重要的意义。
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