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公开(公告)号：CN119849108A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411725804.8
申请日：2024-11-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种应用于发动机的主动冷却方法，包括：一、建立适用于斜爆震发动机的主动热防护理论分析模型；二，初步确定主动热防护理论分析模型参数；三，加载热流条件，对主动热防护理论分析模型进行主动冷却仿真分析，获得冷却剂温度分布；四，确认冷却剂温度分布是否满足冷却剂温度上限要求以及固壁材料温度使用要求，若满足，进入步骤六，若不满足，进入步骤五；五，更改主动热防护理论分析模型参数，重复步骤三‑四；六，将局部高热流区域的矩形冷却通道修改为带有不同弯折结构的冷却通道构型，直至满足需求；七，根据最终的主动热防护理论分析模型及参数加工主动热防护结构。本发明解决了斜爆震发动机结构防热难题。
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公开(公告)号：CN117644986A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311482972.4
申请日：2023-11-08
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种应用于吸气式飞行器的推阻匹配快速分析方法，包括：获取飞行器气动性能数表和动力性能数表；确定不同飞行马赫数和飞行高度下的飞行攻角；根据飞行攻角和气动性能数表，确定飞行器在相应飞行状态下的飞行阻力；根据飞行攻角和动力性能数表，确定飞行器在相应飞行状态下的发动机额定推力比冲、最大推力比冲和进气道流量系数，进而确定飞行器在相应飞行状态下的发动机额定推力和最大推力；根据飞行阻力确定真实阻力值；根据最大推力和真实阻力值，确定推阻比；根据额定推力比冲和真实阻力值，确定巡航效率因子；根据巡航效率因子和推阻比，以及发动机额定推力与真实阻力值的大小关系，确定当前飞行器飞行状态下的推阻匹配情况。
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公开(公告)号：CN117634341A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311557132.X
申请日：2023-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G16C10/00 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明一种异型贮箱内液体晃动特性研究及等效动力学建模方法，属于新型动力飞行器技术领域。具体包括：建立异型贮箱推进剂晃动等效动力学模型；在NS方程的基础上，耦合建立的异型贮箱推进剂晃动等效动力学模型，建立剧烈晃动工况下高精度气液两相流数值计算框架；将异型贮箱进行网格划分，并导入建立的数值框架中进行边界条件设置与数值计算，并进行全飞行工况气液分布及含气率与受力分析；最终，基于分析结果，建立异型贮箱晃动参数理论模型。该方法辅助实际进行新型动力飞行器的异型贮箱的设计与优化，节省试验成本和时间。
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公开(公告)号：CN117623794A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311513950.X
申请日：2023-11-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B35/83 , C04B35/58 , C04B35/622 , C04B35/626 , C04B41/89
Abstract: 本发明涉及一种抗激光辐照涂层设计方法，首先通过抗激光辐照涂层制备工艺攻关，实现陶瓷基体与金属层状涂层的结合，并给出并不同陶瓷样件对应的抗激光烧蚀涂层最佳成分。高熵‑硅基陶瓷/金属层状涂层下基体材料在静态激光加热功率3～5kW/cm2、辐照时间5～10s后仍保持热结构完整，抗激光烧蚀性能显著提高。
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公开(公告)号：CN116070538A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202211461757.1
申请日：2022-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06T17/00 , G06F17/12 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种基于三维弯曲激波干扰理论的干扰区壁面反演方法，包括：获得离散点参数：给定变激波角吻切流场乘波体的预设弯曲激波面，在对称面内将预设激波型线离散成若干离散点，获得对称面内流场每个离散点的当地激波角、马赫数、压力和膨胀波偏转角；确定流线方程：基于对称面内流场每个离散点的当地激波角、马赫数、压力和膨胀波偏转角，求解对称平内每个离散点对应的的流线方程；求解外锥流场；确定激波干扰区壁面：基于每个离散点的流线方程和外锥流场解，反设计生成激波干扰区壁面；确定CFD流场网格拓扑；建立CFD仿真模型；优化激波干扰区壁面。通过本发明反演设计方法给出唇口前缘干扰区型面优化方案，达到降低壁面热流的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115828418A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211448970.9
申请日：2022-11-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明发展基于二维弯曲特征线理论的强干扰区型面设计方法，包括：步骤(1)，获取预设激波形状；步骤(2)，获取流场数据i；步骤(3)，根据预设激波形状和流场数据i，确定壁面形状i；步骤(4)，根据壁面形状i执行流场仿真，得到流场数据i+1；步骤(5)，根据流场数据i+1和壁面形状i对应的流场参数，判断仿真激波形状i和预设激波形状的相似度是否达到要求；步骤(6)，如果达到要求，输出壁面形状i，如果未达到要求，则i＝i+1，并重新执行步骤(2)～(6)。由此填补我国在激波强干扰区飞行器外形反设计这一领域的技术空白，为未来高速飞行器气动热防护与强激波干扰气动热环境分析提供支持。
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公开(公告)号：CN112487556A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011382377.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种考虑振型耦合特性的飞行器弹性影响仿真评估方法及系统，通过下述方式实现：从气动、载荷、总体专业获取已知的动力学建模输入条件参数；对输入条件中的耦合参数和弹性运动方程耦合项不进行舍弃，考虑弹性振型耦合特性，计算弹性运动方程系数；根据上述计算的弹性运动方程系数，建立考虑振型耦合特性的弹性运动方程和测量方程；将质心和姿态运动方程、上述建立的弹性运动方程和测量方程、以及制导控制律联立，进行考虑弹性耦合影响的仿真评估。
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公开(公告)号：CN107967382B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN201711157176.8
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，属于航空航天控制技术领域。本发明的方法，考虑质心运动、姿态运动和吸气式动力之间的强耦合影响，建立全面的线性化耦合方程。基于所建立的耦合方程，分析因吸气式动力而产生的耦合项，并针对这些耦合项提出了相应的耦合影响描述参数和耦合影响程度评价方法，可以充分反映质心运动、姿态运动和吸气式动力之间的相互耦合影响。
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公开(公告)号：CN106570257B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201610955779.1
申请日：2016-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种变密度高速飞行器翼舵，通过在在纵墙与横墙上设置与拓扑优化结果相关联的孔隙结构，以及在翼舵蒙皮上阵列设置中空的微结构，可以有效解决气动热载荷将热量大量传递给舵轴，使舵轴因高温强度降低过大造成失效，同时与传统翼舵结构相比在质量上可实现减重15％以上。
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公开(公告)号：CN107977494A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711155201.9
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器反压下进气系统特性预示方法及系统。其中，该方法包括以下步骤：验证高超声速飞行器进气系统计算方法的准确性；对高超声速飞行器进气系统流场进行仿真得到反压递增下的进气系统纹影图，判断每个进气系统纹影图相对应的激波前传位置与飞行器的隔离段的进口距离指定范围，则进气系统处于不起动边界；对高超声速飞行器进气系统流场进行仿真得到反压递增下的进气系统上壁面热流分布图，并根据每个进气系统上壁面热流分布图判断隔离段进口点的上壁面热流值，若上壁面热流值大于指定值，则进气系统处于不起动边界，则气动加热恶化。本发明使得进气系统的抗反压性能预判精确，并且改善了进气系统的设计。
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