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公开(公告)号：CN108303378A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710270842.2
申请日：2017-04-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种防热瓦高温发射率测量试验装置及方法，包括防热瓦试件、光谱发射率测量系统、法向发射率测量系统、功率温度测量系统和处理单元。本发明实现了防热瓦高温发射率的测量，填补了国内在高温状态防热瓦发射率测量领域的空白，为实现更加准确的结构热防护设计和评估提供指导依据，具有很好的科学意义与工程应用前景。
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公开(公告)号：CN108303229A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669025.4
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/06
CPC classification number: G01M9/06
Abstract: 本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法，包括流动转捩位置确定模块、带强制转捩装置的高速飞行器、流场确定模块、进气道性能提取模块和进气道性能评价模块。本发明提出了针对带强制转捩装置飞行器的流动分析，获得了表征强制转捩装置后流动的特征量(流向涡长度)，可以更加准确模拟飞行器表面流态。
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公开(公告)号：CN107843405A
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201610838955.3
申请日：2016-09-21
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明实施例公开的一种试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，涉及发动机燃气对飞行器底部辐射热流测试技术，能够解决目前无法进行发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量问题。该试验件为耐高温的圆柱或方柱，外表面承受燃气辐射加热，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境，主要用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取。
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公开(公告)号：CN117993175A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202311840497.3
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20 , G01K17/08 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明提出一种高精度快速气动热辨识方法，通过将需要辨识的温度数据分为N个“辨识时间段”，按时间先后分段辨识来减少求解数据量，加快迭代，通过在求解中充分运用数据传递，使计算时间呈现几何级数的减小，求解时间接近于总量/N的时间，同时，通过辨识温度与基准温度的比较，来决定热流变异的方向；将之前所有“辨识时间段”固定下来的辨识热流与真实热流相比引起的误差，将按一定的比例系数叠加到测量温度上，对测量温度进行修正，形成当前时间点的基准温度，避免了基准的失真；将新获得的热流和前后各N个时间点的热流求平均作为该时间点的最终热流，避免了辨识热流出现毛刺式突变。
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公开(公告)号：CN109726432B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN201811414015.7
申请日：2018-11-26
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法包括：一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据；二，根据设定飞行器的气动外形、飞行轨迹状态参数、发动机尾喷管型面和发动机尾喷管入口参数，获取飞行器底部辐射平衡温度数据；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据，结合飞行器底部结构模型，开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中不能有效计算飞行器底部结构温度所导致飞行器安全性能降低的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110567669A
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201910719522.X
申请日：2019-08-06
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置，通过获取飞行条件下翼舵缝隙热流分布、确定试验条件下翼舵缝隙高度、布置热流传感器阵列、进行风洞试验等步骤得到翼舵缝隙的热流云图分布。本发明独特的高速飞行器风洞试验模型翼舵缝隙设计准则，可以真实模拟飞行条件的缝隙流动结构，确保了翼舵缝隙热流的准确获取。
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公开(公告)号：CN109918765A
公开(公告)日：2019-06-21
申请号：CN201910159395.2
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，涉及一种考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的计算方法，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。该方法首先分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合计算需要考虑的换热机制；再考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合计算，最后判断辐射、对流换热、热传导、设备自身发热对关注部件升温的贡献，分析舱内关注部件的温升机理，该方法主要用于高速飞行器舱内热环境耦合精细分析。
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公开(公告)号：CN107843405B
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201610838955.3
申请日：2016-09-21
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明实施例公开的一种试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，涉及发动机燃气对飞行器底部辐射热流测试技术，能够解决目前无法进行发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量问题。该试验件为耐高温的圆柱或方柱，外表面承受燃气辐射加热，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境，主要用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取。
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