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公开(公告)号：CN110442934B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN201910656798.8
申请日：2019-07-19
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提出了一种考虑固体发动机尾喷流辐射的高精度气动热计算方法，综合考虑了尾喷流和外流对非接触壁面的影响，对流体组分、燃气参数、尾喷流中凝聚相颗粒注入参数等相关参量进行等效计算，通过这些相关参量的综合运用，可以获得受固体发动机尾喷流辐射加热影响的非直接接触加热面的气动加热热流。该方法预测结果经多种发动机试验验证，具有较高的计算精度,在发动机底部非接触气动热预测方面具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN112945516A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110297059.1
申请日：2021-03-19
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种管道高速列车气动热试验装置及其设计方法，该试验装置包括试验段及其两端连接的驱动机构、刹车机构，以及布设在所述试验段壁面上的传感器阵列；所述试验段为一段内设轨道的管道，试验模型由所述驱动机构驱动在试验段内沿轨道无动力行驶。该试验装置通过缩比试验设备、试验模型，模拟真实管道列车内流场结构和传热过程，可以在试验场条件下测量管道列车表面、管道内壁面压力、热流数据。
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公开(公告)号：CN108304595B
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN201710306477.6
申请日：2017-05-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析方法，涉及高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析技术，能够解决半封闭的复杂干扰区气动加热/多部件辐射干扰/三维传热分析结果的精度和效率不能兼顾的问题。该方法首先生成关注部位的气动加热网格，再利用气动加热网格开展气动加热分析，开展不同壁温下的对流热流分析，获取高壁温下的对流热流数据库，又生成考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热分析网格，最后利用所述的三维传热分析网格开展考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热计算，该方法主要用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析。
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公开(公告)号：CN112193401A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202010264045.5
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。
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公开(公告)号：CN111458366A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN202010304662.3
申请日：2020-04-17
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法，步骤如下：获得烧蚀热防护区域的气动热环境数据；制备烧蚀材料分层传感器；基于电弧风洞开展带分层温度/烧蚀传感器的平板热考核试验，获得试验条件下材料内部的温度以及热解厚度变化规律；开展考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识研究，获得动态气动加热条件下烧蚀材料热导率、比热容等热物性参数随温度的变化关系；根据得到辨识数据和得到的烧蚀热防护区域的气动热环境数据开展烧蚀热防护系统气动热/传热耦合分析。本发明能够有效解决烧蚀热防护系统的结构热响应精确评估难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109632886B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201811515219.X
申请日：2018-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01N25/72
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法，主要采用高温热源壁面模拟件和石英灯加热器模拟飞行器舱内热环境，试验方法首先规定了调试试验、正式试验的试验模型及相关要求，再采用闭环温控调试确定来自舱外能量的方法、利用开环定功率加热+设备工作开展正式试验的方法，最后依据试验结果判断舱内设备是否通过高温热环境的考核。该方法主要用于高速飞行器舱内有高温发热源的精细热考核试验。
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公开(公告)号：CN108304599A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669058.9
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器翼舵前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、翼舵前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
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公开(公告)号：CN108304595A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710306477.6
申请日：2017-05-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析方法，涉及高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析技术，能够解决半封闭的复杂干扰区气动加热/多部件辐射干扰/三维传热分析结果的精度和效率不能兼顾的问题。该方法首先生成关注部位的气动加热网格，再利用气动加热网格开展气动加热分析，开展不同壁温下的对流热流分析，获取高壁温下的对流热流数据库，又生成考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热分析网格，最后利用所述的三维传热分析网格开展考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热计算，该方法主要用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析。
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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：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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