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公开(公告)号：CN114087263B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111296016.8
申请日：2021-11-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种空间复合材料立体网架结构，包括复合材料杆件和钛合金连接接头，通过钛合金连接接头将复合材料杆件在各个节点处连接在一起，形成可整体承载的立体空间网架结构。本发明能够解决水平起降天地往返运载器的结构设计方案问题，为实现水平起降天地往返运载器结构系统减重提供重要技术基础。
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公开(公告)号：CN114087263A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111296016.8
申请日：2021-11-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种空间复合材料立体网架结构，包括复合材料杆件和钛合金连接接头，通过钛合金连接接头将复合材料杆件在各个节点处连接在一起，形成可整体承载的立体空间网架结构。本发明能够解决水平起降天地往返运载器的结构设计方案问题，为实现水平起降天地往返运载器结构系统减重提供重要技术基础。
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公开(公告)号：CN107977009A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711158827.5
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，属于航空航天控制技术领域。本发明充分考虑了吸气式动力、质心运动、姿态运动之间的强耦合，针对耦合系统中参数确定的部分，提出了考虑耦合影响的静态控制律，可最大限度利用已知参数，提高姿控响应品质；针对耦合系统中的参数不确定部分，提出了具有参数自适应功能的控制律，可在线调整控制参数，应对参数不确定性的影响，确保飞行稳定。
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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：CN117669021A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311530915.9
申请日：2023-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 一种主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，包括：S1、选取飞行器V型前缘作为关联模型，并确定环境要求；S2、利用直角坐标系对X‑Z对称面内的飞行器V型前缘几何模型，以及RR型或MR型两种激波干扰的激波结构之一进行参数化分析，获得激波交点的位置坐标，并判断激波干扰类型属于RR型或者MR型，若为MR型，则进入步骤S3；若为RR型，则将激波干扰类型由RR型转变为MR型，进入步骤S3；S3、获得MR型激波干扰后在均匀区压力增量和三维非均匀区压力增量，并根据以上压力增量获得热流量值；S4、调整飞行器V型前缘压缩激波DS的偏转角β为要求值，或者调整飞行器V型前缘的半径比R/r为要求值，获得干扰区降热设计外形结果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112307558B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202011148714.9
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种三维曲面导流通道、导焰舱及导流通道的设计方法，该导流通道前端的导流通道入口与飞行器喷管的出口相连，后端与助推器相连；导流通道包括中心尖劈和位于尖劈两侧的两组侧板、顶板和底板，所述尖劈为对称的V形壳体结构，尖劈头部为位于导流通道入口的直线形结构，将导流通道入口分隔为两部分，尖劈两翼为外凸弧面结构，两翼张开且尾部成圆弧结构，用于与助推器相连；两翼分别与侧板、顶板和底板围成导流通道的两个内流道，冷态气流及高温燃气经分隔后的导流通道入口进入两侧的内流道后排出。本发明三维外凸式中心锥导流通道构型，能顺利将飞行器喷管的冷态气流及高温燃气顺利导出，显著提高质量流率及流量，降低飞行器阻力。
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公开(公告)号：CN112504615A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011164994.2
申请日：2020-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 胡鹏举 , 杨旸 , 费王华 , 秦云鹏 , 李杰奇 , 王国庆 , 郑雄 , 武健辉 , 李争学 , 王浩亮 , 曾星星 , 辜天来 , 尹戈玲 , 刘建妥 , 乔晓慧 , 姚星合
Abstract: 一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；试验模型通过旋转加速，获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据。解决原有试验设备试验模型尺度受限、试验气体受污染、天地差异性等限制飞行器技术的难题。
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公开(公告)号：CN106407601B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610907837.3
申请日：2016-10-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种基于数据挖掘技术的气动特性数据处理方法，属于飞行器气动设计领域。选取飞行器的样本点数据，将其按状态参数变量和气动特性参数变量进行分类，并将状态参数变量为自变量，气动特性参数变量为因变量。根据自变量对因变量的影响，选取影响不可忽略的自变量作为建模自变量，根据样本点数据建立气动力数据模型，根据样本点数据验证所建模型的平均相对误差，并迭代修正，直到获得满足准确度要求的气动力数据模型。本发明引入数据挖掘技术进行气动特性变化规律分析，并在掌握规律的基础上进行气动建模，有效提高了气动特性分析的效率和使用准确度。
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公开(公告)号：CN106407601A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610907837.3
申请日：2016-10-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 一种基于数据挖掘技术的气动特性数据处理方法，属于飞行器气动设计领域。选取飞行器的样本点数据，将其按状态参数变量和气动特性参数变量进行分类，并将状态参数变量为自变量，气动特性参数变量为因变量。根据自变量对因变量的影响，选取影响不可忽略的自变量作为建模自变量，根据样本点数据建立气动力数据模型，根据样本点数据验证所建模型的平均相对误差，并迭代修正，直到获得满足准确度要求的气动力数据模型。本发明引入数据挖掘技术进行气动特性变化规律分析，并在掌握规律的基础上进行气动建模，有效提高了气动特性分析的效率和使用准确度。
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公开(公告)号：CN118194502A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202311539057.4
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/12 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种防隔热与舱内系统一体化分析方法，涉及舱内热环境数值模拟技术领域，包括S1：建立和简化防隔热层与舱内系统三维几何模型，将飞行器舱内结构和设备简化获得多个单元控制体；S2：根据能量平衡关系，考虑单元控制体与相邻的单元控制体之间的传热量和自身发热量，建立每个单元控制体的能量平衡方程；S3：考虑传热影响，对每个单元控制体添加物性参数和边界条件；S4：基于上述步骤S2和S3，获得每一个单元控制体的能量平衡方程，求解联立所有能量平衡方程，获得每一个单元控制体随时间变化的温度。仅针对舱内设备局部热环境进行仿真分析，计算效率高。
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