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公开(公告)号：CN107390718B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710661240.X
申请日：2017-08-04
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种高速飞行强适应性180度翻转控制方法，首先获得输入条件，然后计算可控攻角范围，据此确定最佳翻转外形和最佳翻转攻角，设计机动路径，并根据机动路径设计攻角机动策略和翻转控制策略，完成高速飞行180度翻转控制。本发明充分考虑了新型高性能飞行器在180度翻转过程中气动外形的显著改变，确定了最佳翻转攻角，并对攻角机动路径进行了合理规划，明确了最佳翻转控制流程，使得整个机动过程中都在飞行器合理的稳定性和操纵性条件下进行，翻转可靠性高。可适应翻转过程中飞行器气动特性、稳定性、操纵性的大幅、剧烈变化，实现快速、可靠翻转。
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公开(公告)号：CN104113243B
公开(公告)日：2018-02-23
申请号：CN201410305435.7
申请日：2014-06-30
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种电动伸缩机构自适应伸收到位判断控制系统，包括控制单元、直流驱动单元、直流电机、配电盒、传感器组、电流传感器，其中控制单元的第一信号输出端连接直流驱动单元的信号输入端，直流驱动单元的驱动端口与直流电机相连接，直流电机的电流回路中串入电流传感器，电流传感器的信号输出端连接控制单元的第二信号输入端，配电盒连接直流驱动单元的电源输入端，本发明实现了电动伸缩机构自适应伸收到位判断控制，同时也提高了判断控制的可靠性，有效避免了机构超行程卡滞或咬死现象的发生。
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公开(公告)号：CN107390718A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710661240.X
申请日：2017-08-04
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种高速飞行强适应性180度翻转控制方法，首先获得输入条件，然后计算可控攻角范围，据此确定最佳翻转外形和最佳翻转攻角，设计机动路径，并根据机动路径设计攻角机动策略和翻转控制策略，完成高速飞行180度翻转控制。本发明充分考虑了新型高性能飞行器在180度翻转过程中气动外形的显著改变，确定了最佳翻转攻角，并对攻角机动路径进行了合理规划，明确了最佳翻转控制流程，使得整个机动过程中都在飞行器合理的稳定性和操纵性条件下进行，翻转可靠性高。可适应翻转过程中飞行器气动特性、稳定性、操纵性的大幅、剧烈变化，实现快速、可靠翻转。
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公开(公告)号：CN104266545B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201410490337.5
申请日：2014-09-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/07
Abstract: 本发明公开了一种水下水平热发射装置，包括发射筒上半壳(1)、发射筒下半壳(2)、多个适配器组件(3)、轴向定位销(4)和吊环(5)；发射筒上半壳(1)由四个上壳段(101-104)对接而成，发射筒下半壳(2)由四个下壳段(201-204)对接而成；每个适配器组件(3)由至少四块适配器(30)构成，相邻两块适配器之间具有间隙；每块适配器包括与发射筒壁接触的外层(301)、中间层(302)和与待发射航行体(8)接触的内层(303)；在每块适配器(30)的外表面上形成用于安装箍带的环槽(304)；本发明用于水下航行体发射时的导向和定位，同时，解决了大长细比的水下航行体不便于装填的问题，避免设计复杂的装填设备。
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公开(公告)号：CN119527578A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411647344.1
申请日：2024-11-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/22
Abstract: 一种用于落点控制的大尺度堵盖，属于飞行器控制技术领域，包括：堵盖本体；伸缩翼控制器，位于堵盖本体上，用于通过控制调节伸缩翼的伸出翼面大小控制堵盖压心，实现静稳定，同时，通过调节两侧的伸缩翼的伸出翼面大小抑制堵盖本体侧向干扰产生的滚转；伸缩翼，设有至少两个，位于堵盖本体后缘两侧，呈对称分布。本发明通过在堵盖后缘增加两片可伸缩翼面，实现堵盖压心控制，进而实现堵盖静稳定度控制，有效提高堵盖残骸精准控制。
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Patent Agency Ranking
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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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：CN117473899A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311522541.6
申请日：2023-11-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种可控导热与流控降热的协同实现方法，通过设计、构筑一种耐高温、超高导热、耐烧蚀的C/C复合材料及构件，并结合流控降热措施等多途径方法实现对热流的控制。深入挖掘构件功能性设计的基础方法，探索构件与流控措施的协同实现机制，突破对超高能量热流密度的有效控制。
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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：CN107738755B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201711139004.8
申请日：2017-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法，主被动热管理系统中的冷却网络包括燃料冷却管路、冷却换热器和液氮冷却系统；燃料箱中的燃料经所述冷却管路流至设置在高温部位的冷却换热器，对高温部位降温后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分进入液氮冷却系统冷却后返回燃料箱。本发明高效主被动热管理系统采用全飞行器的主动防热和被动防热相结合，一方面对于高温部位保证其非烧蚀重复使用要求，另一方面对于非高温部位仅采用被动防热，降低防热系统复杂性，减小对燃料的需求。冷却网络先经过温度较低的部位，再通过发动机高温部位，提高燃料的利用率。
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