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公开(公告)号：CN116750206B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311041782.9
申请日：2023-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，构成该变形结构包括：变形骨架和柔性防热蒙皮，所述变形骨架包括伸缩翼骨架和翻转翼骨架；所述伸缩翼骨架与飞行器机身连接，所述翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架活动连接；所述伸缩翼骨架可伸缩，改变其覆盖面积；所述翻转翼骨架可沿所述伸缩翼骨架翻转，变换翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架间的夹角；所述柔性防热蒙皮蒙覆于所述变形骨架表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮表面温度。
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公开(公告)号：CN116750214A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311041344.2
申请日：2023-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明提供一种超高温环境用柔性防热蒙皮，其特征在于，构成该柔性防热蒙皮，包括：柔性透波织物、柔性吸波橡胶和微孔渗流管道；所述微孔渗流管道嵌于所述柔性透波织物和柔性吸波橡胶之间，所述柔性透波织物的下表面与所述柔性吸波橡胶的上表面胶接；所述微孔渗流管道管壁开孔，用于输送并向所述柔性透波织物内渗入冷却工质。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115520373B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202210989803.9
申请日：2022-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种控制飞行器机翼后缘流场气流流向的射流控制机构，属于飞行器控制技术领域，包括前缘引气、壳体、导流片、流量控制片、科恩达后缘、射流方向控制片、射流调节系统和传动系统组件，还包括辅助射流控制系统和辅助射流控制阀；射流控制机构沿飞行器翼型弦线方向设置，前缘引气和壳体同轴设置；射流调节系统设置在前缘引气中靠近壳体的一侧，传动系统组件的活动端连接流量控制片；射流方向控制片与导流片连接，远离前缘引气的一端设置有气体出口；辅助射流控制系统、辅助射流控制阀和科恩达后缘对称设置在射流方向控制片的内部空腔中。本发明解决了现有技术无法实现“虚拟舵面”控制的问题，将射流控制机构技术应用到了高速飞行器机翼内。
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公开(公告)号：CN116750214B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311041344.2
申请日：2023-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明提供一种超高温环境用柔性防热蒙皮，其特征在于，构成该柔性防热蒙皮，包括：柔性透波织物、柔性吸波橡胶和微孔渗流管道；所述微孔渗流管道嵌于所述柔性透波织物和柔性吸波橡胶之间，所述柔性透波织物的下表面与所述柔性吸波橡胶的上表面胶接；所述微孔渗流管道管壁开孔，用于输送并向所述柔性透波织物内渗入冷却工质。
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公开(公告)号：CN117262249A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311037301.7
申请日：2023-08-17
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明一种多孔陶瓷主动防热蒙皮结构，包括；多孔陶瓷板1、微孔渗流管道2、橡胶基底3，微孔渗流管道2固定于橡胶基底3上表面，再在微孔渗流管道2上表面覆盖多孔陶瓷板1，形成多孔陶瓷主动防热蒙皮；高温时，通过微孔渗流管道2向多孔陶瓷板1输送冷却工质；在高温环境下，通过微孔渗流管道2向多孔陶瓷板1背面输送冷却工质，橡胶基底3起到密封作用。冷却工质不断注入，多孔陶瓷板1背面的冷却工质压力不断升高，与其正面大气环境产生压差，冷却工质在压差作用下从多孔陶瓷板1外表面渗出，在高温气流作用下蒸发，带走热量。
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公开(公告)号：CN116750206A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311041782.9
申请日：2023-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，构成该变形结构包括：变形骨架和柔性防热蒙皮，所述变形骨架包括伸缩翼骨架和翻转翼骨架；所述伸缩翼骨架与飞行器机身连接，所述翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架活动连接；所述伸缩翼骨架可伸缩，改变其覆盖面积；所述翻转翼骨架可沿所述伸缩翼骨架翻转，变换翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架间的夹角；所述柔性防热蒙皮蒙覆于所述变形骨架表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮表面温度。
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公开(公告)号：CN115520373A
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202210989803.9
申请日：2022-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种控制飞行器机翼后缘流场气流流向的射流控制机构，属于飞行器控制技术领域，包括前缘引气、壳体、导流片、流量控制片、Coanda后缘、射流方向控制片、射流调节系统和传动系统组件，还包括辅助射流控制系统和辅助射流控制阀；射流控制机构沿飞行器翼型弦线方向设置，前缘引气和壳体同轴设置；射流调节系统设置在前缘引气中靠近壳体的一侧，传动系统组件的活动端连接流量控制片；射流方向控制片与导流片连接，远离前缘引气的一端设置有气体出口；辅助射流控制系统、辅助射流控制阀和Coanda后缘对称设置在射流方向控制片的内部空腔中。本发明解决了现有技术无法实现“虚拟舵面”控制的问题，将射流控制机构技术应用到了高速飞行器机翼内。
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