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公开(公告)号：CN108760221A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810549573.8
申请日：2018-05-31
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种风洞试验导流装置，该装置包括基座、导流组件、角度调整件和校测组件，待考核试验件设置在导流组件上，导流组件用于将风洞出风口处的气流平滑过渡到待考核试验件的表面，角度调整件用于调整待考核试验件的攻角以匹配设定的待考核试验件的热环境状态，校测组件用于测量待考核试验件所处的热环境状态以对待考核试验件的热环境状态进行校准，当校测组件所测量的热环境状态与设定的热环境状态不同时，风洞试验导流装置通过角度调整件调整待考核试验件的攻角以达到设定的待考核试验件的热环境状态。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法单独考核某一段舱体的技术问题。
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公开(公告)号：CN108333215A
公开(公告)日：2018-07-27
申请号：CN201711130340.6
申请日：2017-11-15
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01N25/20
CPC classification number: G01N25/20
Abstract: 本发明公开一种整体式TPS中气凝胶隔热层的热导率分析方法，包括：测量气凝胶隔热层常压、不同温度的热物性参数；绘制气凝胶隔热层的热导率与温度之间的关系曲线建立其每一分段的带有修正系数的热导率与温度关联式；在不同气压条件下开展对整体式TPS的电弧风洞试验，测绘外防热面板的表面温度随时间变化的表面温升曲线并测绘内辅助面板或金属承载板背面的第一温升曲线；根据电弧风洞试验的试验条件开展仿真计算，绘制金属承载板背面的第二温升曲线；对比相同气压条件下根据电弧风洞试验测绘的第一温升曲线和根据仿真计算绘制的第二温升曲线以通过调整修正系数调整以调整气凝胶隔热层的热导率。本发明可获得准确的气凝胶隔热层的热导率。
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公开(公告)号：CN107796588A
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201610807761.7
申请日：2016-09-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明实施例公开的一种风洞试验装置，涉及风洞试验技术，能够解决试验件表面的实际焓值低于设计焓值问题。该装置包括喷管、试验件、扩压段和真空罐，喷管壁面设有抽吸区域，抽吸区域通过气体管道与真空罐连接，通过抽吸作用，将贴近喷管壁面附近边界层内低焓流体抽离喷管，使主流流体重新补充到喷管壁面，消除由于喷管设备冷却使得试验件表面无法达到设计焓值的不利影响，主要用于风洞试验。
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公开(公告)号：CN112173074B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202011136671.2
申请日：2020-10-22
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: B64C9/32
Abstract: 本发明提供了一种重复使用高温减速板机构，用于高速飞行器着陆后辅助减速。包括薄蒙皮结构、骨架结构、作动筒、鱼鳞式可伸缩防热挡板，薄蒙皮结构采用耐高温的钛合金材料，骨架结构采用梯度承载组合加强筋设计，骨架结构与飞行器连接位置设置自润滑金属基复合材料套管，安装作动筒的机体口框位置设置鱼鳞式可伸缩防热挡板。本发明综合考虑了耐温、强度、刚度以及减重要求，并且兼顾了重复使用的需求，能够满足高速飞行器的应用需求。
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公开(公告)号：CN111537428B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202010370165.3
申请日：2020-05-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01N17/00
Abstract: 本发明公开了一种电缆热防护性能试验装置，模拟舱体结构(4)、辐射板(2)、导热板构成模拟封闭舱体；导热板位于模拟封闭舱体后部，构成模拟舱体结构(4)后壁面的一部分，与待试验电缆(7)接触；所述辐射板(2)构成模拟封闭舱体前壁，与舱体结构(4)固定；所述通流风扇(6)设置于舱体结构(4)的一个侧壁上，可调节通流孔(8)设置于相对应的另一侧壁上；角系数调节水冷板(3)位于待试验电缆(7)与辐射板(2)之间，能上下左右移动；石英灯组(1)放置于辐射板(2)和导热板处。本发明实施简单、灵活，可应用于飞行器舱内电缆热防护效果的试验，能够大大简化试验流程、降低试验难度、减少试验成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111537428A
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN202010370165.3
申请日：2020-05-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01N17/00
Abstract: 本发明公开了一种电缆热防护性能试验装置，模拟舱体结构(4)、辐射板(2)、导热板构成模拟封闭舱体；导热板位于模拟封闭舱体后部，构成模拟舱体结构(4)后壁面的一部分，与待试验电缆(7)接触；所述辐射板(2)构成模拟封闭舱体前壁，与舱体结构(4)固定；所述通流风扇(6)设置于舱体结构(4)的一个侧壁上，可调节通流孔(8)设置于相对应的另一侧壁上；角系数调节水冷板(3)位于待试验电缆(7)与辐射板(2)之间，能上下左右移动；石英灯组(1)放置于辐射板(2)和导热板处。本发明实施简单、灵活，可应用于飞行器舱内电缆热防护效果的试验，能够大大简化试验流程、降低试验难度、减少试验成本。
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公开(公告)号：CN111397830A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010135899.3
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明的一种密封防热结构风洞考核装置，包括等效舱体结构、风洞喷管、水冷挡板、导气支板、舵轴结构模拟件、隔热板和舵机装配口盖，等效舱体结构上部安装所述隔热板，一侧面安装所述水冷挡板，另一侧面安装舵机装配口盖，其内部安装待测试结构；舵轴结构模拟件为测试结构中暴露在外流场的组件，穿过隔热板和等效舱体结构与待测试结构相连，风洞喷管固定于等效舱体侧面靠近模拟件的一侧，水冷挡板位于风洞喷管与等效舱体结构之间，隔热板位于舵轴结构模拟件与等效舱体结构之间，导气支板安装于舵机装配口盖上；舵机装配口盖上设有多个通气孔，固定在等效舱体结构上。本发明能够简化密封防热结构考核流程，提高效率，降低成本。
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公开(公告)号：CN108760221B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201810549573.8
申请日：2018-05-31
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种风洞试验导流装置，该装置包括基座、导流组件、角度调整件和校测组件，待考核试验件设置在导流组件上，导流组件用于将风洞出风口处的气流平滑过渡到待考核试验件的表面，角度调整件用于调整待考核试验件的攻角以匹配设定的待考核试验件的热环境状态，校测组件用于测量待考核试验件所处的热环境状态以对待考核试验件的热环境状态进行校准，当校测组件所测量的热环境状态与设定的热环境状态不同时，风洞试验导流装置通过角度调整件调整待考核试验件的攻角以达到设定的待考核试验件的热环境状态。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法单独考核某一段舱体的技术问题。
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公开(公告)号：CN107796588B
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201610807761.7
申请日：2016-09-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明实施例公开的一种风洞试验装置，涉及风洞试验技术，能够解决试验件表面的实际焓值低于设计焓值问题。该装置包括喷管、试验件、扩压段和真空罐，喷管壁面设有抽吸区域，抽吸区域通过气体管道与真空罐连接，通过抽吸作用，将贴近喷管壁面附近边界层内低焓流体抽离喷管，使主流流体重新补充到喷管壁面，消除由于喷管设备冷却使得试验件表面无法达到设计焓值的不利影响，主要用于风洞试验。
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公开(公告)号：CN111189367B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN201911326830.2
申请日：2019-12-20
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种弹体的罩体分离方法、弹体的发射装置及罩体，该弹体的罩体分离方法中，弹体包括主火箭；罩体连接于弹体的下方，罩体包括罩体基体，罩体基体具有向下凹进的罩体凹面；主火箭的尾喷管朝向罩体凹面的中心区域；罩体凹面上设有阻流凸台，阻流凸台位于罩体凹面的边缘区域，尾喷管的尾焰能够沿罩体凹面流向阻流凸台，阻流凸台能够对尾喷管的尾焰起到阻滞作用。通过本发明，缓解了现有技术中实现罩体定向分离的发射装置的结构比较复杂的技术问题。
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