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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：CN118518102A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410514115.6
申请日：2024-04-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种基于参数辨识的飞行轨迹在线规划方法，属于飞行器轨迹设计与制导技术领域。本发明提出了一种基于参数辨识的飞行轨迹在线规划方法。基于飞行器动力学模型，选取对飞行轨迹器推力、阻力系数、升力系数和大气密度等轨迹敏感参数，考虑不同偏差组合情况，离线完成各偏差情况下的最优飞行轨迹库设计。建立各轨迹敏感参数偏差辨识模型，采取轨迹敏感参数偏差在线辨识方法，基于飞行过程中敏感器测量数据，实现各参数的在线偏差辨识。基于轨迹敏感参数偏差情况，从轨迹库中选取对应飞行轨迹，完成飞行轨迹在线规划。通过该方法，可以增强飞行器对偏差的适应能力，提高飞行任务目标实现精度，提升飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN118092153A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311838190.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出了一种基于参数辨识的飞行轨迹在线规划方法。基于飞行器动力学模型，选取对飞行轨迹器推力、阻力系数、升力系数和大气密度等轨迹敏感参数，考虑不同偏差组合情况，离线完成各偏差情况下的最优飞行轨迹库设计。建立各轨迹敏感参数偏差辨识模型，采取轨迹敏感参数偏差在线辨识方法，基于飞行过程中敏感器测量数据，实现各参数的在线偏差辨识。基于轨迹敏感参数偏差情况，从轨迹库中选取对应飞行轨迹，完成飞行轨迹在线规划。通过该方法，可以增强飞行器对偏差的适应能力，提高飞行任务目标实现精度，提升飞行器总体性能，具有鲁棒性强、方法清晰、可操作性强等优点。
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公开(公告)号：CN112364438A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011314627.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于模板的飞行器多学科协同系统及方法，该系统包括飞行器设计任务模板初始化模块、飞行器设计任务模板导入模块、飞行器设计任务管理模块和飞行器设计任务导出模块，利用飞行器设计模板，实现飞行器总体多学科协同，快速完成飞行器总体设计，提高了飞行器总体多任务节点的协作效率，填补现有技术的不足；本发明解决了基于消息和模板的飞行器多学科协同问题，相比于传统方法，该模板作为飞行器总体设计总表格，详细并精准记录了飞行器设计信息和数据，基于消息的协同机制，显著提高了飞行器总体多学科协作效。
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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：CN105060089B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201510441110.6
申请日：2015-07-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B66C1/10
Abstract: 一种用于飞行器起吊和翻转的吊具结构包括：前吊架、前吊臂、L形吊梁、后吊架、锁紧滑块、前吊扣、后吊扣；前吊架与前吊臂通过铰接相连接；L形吊梁的竖杆端与后吊架通过铰接相连接，横杆端与前吊臂相连接；锁紧滑块位于L形吊梁的横杆上，锁紧滑块的底部有一个双吊耳与前吊扣相连接；前吊扣和后吊扣均分为两部分，并在其间形成通孔，分别与飞行器的前端轴颈、后端轴颈装配完成后，两部分扣合并采用螺栓进行连接。本发明的吊具方案采用了前铰接、后固连的整体桁架式结构，操作方便，简单可靠，通用性强，适合用于各类翼身组合体飞行器和运载火箭等的快速起吊、翻转，在航空航天领域具有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN105223006A
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201510595791.1
申请日：2015-09-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种动力试车体襟翼抗冲刷试验的操控装置及试验方法，操控装置包括：体襟翼固定工装(4)，驱动控制机构(5)；体襟翼固定工装(4)包括压接工装(41)、摇臂(42)、支座(43)、连杆(44)；体襟翼(6)安装在压接工装(41)内，摇臂(42)一端与压接工装(41)相连，另一端与支座(43)上的转轴活动连接；连杆(44)一端与摇臂(42)活动连接，另一端与驱动控制机构(5)连接；驱动控制机构(5)采用液压泵，试验过程中驱动连杆(44)伸缩带动摇臂(42)沿转轴旋转，带动体襟翼(6)进入喷流流场(2)。本发明的操控装置控制精度高、可靠性高，实现了对以体襟翼为代表的热防护组件方案设计的合理性的验证。
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公开(公告)号：CN105060089A
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510441110.6
申请日：2015-07-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B66C1/10
Abstract: 一种用于飞行器起吊和翻转的吊具结构包括：前吊架、前吊臂、L形吊梁、后吊架、锁紧滑块、前吊扣、后吊扣；前吊架与前吊臂通过铰接相连接；L形吊梁的竖杆端与后吊架通过铰接相连接，横杆端与前吊臂相连接；锁紧滑块位于L形吊梁的横杆上，锁紧滑块的底部有一个双吊耳与前吊扣相连接；前吊扣和后吊扣均分为两部分，并在其间形成通孔，分别与飞行器的前端轴颈、后端轴颈装配完成后，两部分扣合并采用螺栓进行连接。本发明的吊具方案采用了前铰接、后固连的整体桁架式结构，操作方便，简单可靠，通用性强，适合用于各类翼身组合体飞行器和运载火箭等的快速起吊、翻转，在航空航天领域具有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN119249600A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411262940.8
申请日：2024-09-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种组合动力吸气模态飞行包络设计及轨迹优化方法，所述优化方法，包括如下步骤：获取飞行轨迹设计输入条件；基于任务要求分析吸气动力发动机工作包线、飞行过载、动压飞行轨迹设计约束；解算满足个约束条件的上攻角剖面αup(t)，得到飞行包络在高度‑速度剖面中的上边界；解算满足个约束条件的下攻角剖面αdown(t)，得到飞行包络在高度‑速度剖面中的下边界；在高度‑速度剖面上下边界内确定飞行轨迹，即满足吸气动力飞行器轨迹多约束设计条件。
