-
公开(公告)号：CN110823494A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911198435.0
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及电弧风洞试验技术领域，尤其涉及一种防隔热材料热响应电弧风洞试验装置及方法。该防隔热材料热响应电弧风洞试验装置包括风洞、转动连接件、水冷工装和旋转驱动机构，旋转驱动机构的动力输出轴与转动连接件相连，水冷工装安装在转动连接件上，水冷工装与风洞的出口相对应。本发明提供的防隔热材料热响应电弧风洞试验装置及方法，能够改变平板试验模型的测量表面与风洞的出口内侧壁下表面之间的夹角，实现连续改变加载到平板试验模型的测量表面热流的目的，进而实现在长时间条件下对防隔热材料热响应的精细化、连续化操作，极大地提高了电弧风洞试验中防隔热材料热响应的真实性，为长时间飞行条件下飞行器防隔热设计提供有效支撑。
-
公开(公告)号：CN106872195B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201710010082.1
申请日：2017-01-06
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种高速飞行器气动热飞行试验数据的关联分析方法，包括：基于飞行器第一典型部位和第二典型部位之间热流的三维流线关系，对所述三维流线关系进行解析拟合，得到所述第一典型部位与第二典型部位之间热流的关联简式；根据所述关联简式，对不同典型部位的气动热数据进行关联分析。通过本发明提高了典型部位的气动热数据的利用效率，降低了测试成本，提高了测试效率。
-
公开(公告)号：CN107366952A
公开(公告)日：2017-11-21
申请号：CN201710443595.1
申请日：2017-06-13
Applicant: 北京中建建筑科学研究院有限公司 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国建筑一局(集团)有限公司 , 北京市建设工程质量第六检测所有限公司
IPC: F24D19/10
CPC classification number: F24D19/1048
Abstract: 本发明提供一种供暖循环动力控制系统，包括：锅炉、斜三通、止回阀、渐扩管、循环水泵、阀门、除污器、水箱、热用户；其中所述锅炉通过斜三通和止回阀连接主管路，且循环水泵的出水口通过渐扩管连接斜三通的下倾斜管，且所述斜三通的横管两端接入主管路；循环水泵的入水口通过渐扩管接入主管路；且所述斜三通还通过除污器连接水箱和热用户。进一步的，斜三通的下倾斜管与横管的夹角为30°～60°；且所述渐扩管的扩张角为6°～12°；其中所述循环水泵的出水口和入水口都连接渐扩管口径小的一端，本发明还提供了一种供暖循环动力控制方法，本发明能够提高供暖用水的控制效果，值得推广使用。
-
公开(公告)号：CN119885445A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510166424.3
申请日：2025-02-14
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 杨光 , 聂春生 , 檀妹静 , 张林森 , 王永海 , 解向前 , 周禹 , 陈燕扬 , 高扬 , 张亮 , 迟蓬涛 , 谢佳 , 陈敏 , 尘军 , 王振峰 , 王锦程 , 刘逸章
Abstract: 一种工程与数值相结合的光环境设计方法，包括：开展三维热化学非平衡流场数值计算；选取典型观测窗口，生成穿过流场区域观测射线；将三维热化学非平衡流场数值计算结果插值到观测射线上，获得不同观测射线上的密度、温度数据；基于高温气体可见光波段辐射工程计算公式，计算观测射线上各点处的高温气体发射系数；利用沿观测射线路径进行积分，得到光路上每一点到达光学窗口的背景流场光辐射强度值Isim；使用以往飞行试验的光环境测量数据，通过前述方法获得光路上每一点到达光学窗口的背景流场光辐射强度仿真值Isim0，与实测值Iexp进行对比，获得光环境仿真修正因子f＝Iexp/Isim0；将光环境仿真修正因子乘以光学窗口的背景流场光辐射强度值Isim，作为光环境设计结果。
-
公开(公告)号：CN115308039B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202210814838.9
申请日：2022-07-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种硅基材料收缩变形量在线测量装置及方法，其中，该装置包括：承载面板、第一隔热块、第二隔热块、第一金属工装、第二金属工装、辐射加热器、液压压头、第三温度传感器、第四温度传感器、第一位移传感器和第二位移传感器；其中，第一金属工装和第二金属工装并行排列；第一隔热块设置于第一金属工装的上表面，第二隔热块设置于第二金属工装的上表面；承载面板的一端设置于第一隔热块的上表面，承载面板的另一端设置于第二隔热块的上表面；辐射加热器放置于承载面板的下部；硅基材料试件设置于承载面板的上表面；液压压头压在硅基材料试件的上表面。本发明能够真实地获取硅基材料飞行过程中的收缩变形情况。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117284468A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311176333.5
申请日：2023-09-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B64C1/38
Abstract: 一种减小局部传热恶化效应的发汗冷却平板，包括多孔层、工质层、实体层、工质入口结构；由空气流场往内依次为多孔层、工质层、实体层和工质入口结构，其中多孔层为多孔结构，冷却工质在驱动压力的作用下由工质层向多孔层流动，并进一步注入到空气流场中；工质层为空腔结构，用于临时存储冷却工质，工质层中的冷却工质从工质入口结构中注入；实体层为实体结构，主要起承力作用及防止冷却工质进入飞行器舱内；所述工质入口结构位于平板的中间部位或空气流动方向靠前部位。本发明能够大幅降低平板、舱段蒙皮等的局部传热恶化效应，大幅提升发汗冷却平板、蒙皮工作的可靠性，从而实现高效的冷却。
-
公开(公告)号：CN111832159B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202010581783.2
申请日：2020-06-23
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明一种基于飞行试验数据的边界层转捩阵面动态演化过程确定方法，(1)将高超声速飞行器表面测点上安装的传感器输出的原始测量结果，转化为飞行器表面测点位置处的热流或温度信息，过滤掉异常的测点信息，得到可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息；(2)根据可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息，得到各个测点发生转捩的时刻；(3)对任意一时刻，根据得到的各个测点发生转捩的时刻，判断该时刻各个测点是否发生转捩；(4)在转捩测量时间窗口内，选取多个时刻点，对每个时刻点，获得该时刻的转捩阵面图像。(5)将步骤(3)获得的各个时刻的转捩阵面图像，按飞行时序装订为动画，获得转捩阵面动态演化过程，从而得到各时刻飞行器表面的转捩区域。
-
公开(公告)号：CN115308039A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210814838.9
申请日：2022-07-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种硅基材料收缩变形量在线测量装置及方法，其中，该装置包括：承载面板、第一隔热块、第二隔热块、第一金属工装、第二金属工装、辐射加热器、液压压头、第三温度传感器、第四温度传感器、第一位移传感器和第二位移传感器；其中，第一金属工装和第二金属工装并行排列；第一隔热块设置于第一金属工装的上表面，第二隔热块设置于第二金属工装的上表面；承载面板的一端设置于第一隔热块的上表面，承载面板的另一端设置于第二隔热块的上表面；辐射加热器放置于承载面板的下部；硅基材料试件设置于承载面板的上表面；液压压头压在硅基材料试件的上表面。本发明能够真实地获取硅基材料飞行过程中的收缩变形情况。
-
公开(公告)号：CN107958102B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201711086208.X
申请日：2017-11-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种用于高超声速气动热预测的偏差大气参数确定方法，属于高超声速飞行器气动热环境预示技术领域。该方法包括如下步骤：(1)、根据飞行弹道点的飞行高度H，由标准大气方程组，得出该弹道点对应的标准大气密度ρ；(2)、根据飞行弹道点的飞行高度H，由大气密度偏差Δρ与高度的关系，得出对应的大气密度偏差量Δρ，由标准大气密度ρ和大气密度偏差量Δρ，得出该飞行高度H对应的偏差大气密度ρ'；(3)、根据偏差大气密度ρ'，由标准大气方程组，反查出与偏差大气密度ρ'对应的偏差大气高度H'；(4)、根据偏差大气高度H'，由标准大气方程组，分别计算得到偏差大气压力P'和偏差大气温度T'。本发明相对其它方法来确定偏差大气参数，具有方便快速的特点。
-
公开(公告)号：CN106841288B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201710178525.8
申请日：2017-03-23
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；步骤二：布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；步骤三：通过气动热数值计算得到热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。本发明根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
45
records
(took 0.034 seconds)
