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公开(公告)号：CN107121452A
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201710382637.5
申请日：2017-05-26
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N25/20
CPC classification number: G01N25/20
Abstract: 树脂基防热材料碳化层高温动态热导率测量装置和方法，该装置包括石英灯、隔热装置、多层温度测量装置、加热电源、计算机系统和温度采集装置，对待测样品进行非接触一维近似加热，避免了对待测样品的破坏，能够同时测得待测样品多层的温度。本发明测量方法基于上述测量装置测得的温度，通过反向求解防热材料的热传导方程获得热导率，不需要单独制备碳化层样品，降低了对测量样品的尺寸和外形要求，测量范围较广。同时本发明测量装置结合本发明测量方法能够实现一次测量获得多个温度下的热导率，实现了碳化层高温热导率的动态测量。
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公开(公告)号：CN106768794A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611141783.0
申请日：2016-12-12
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 田宁 , 邹样辉 , 齐斌 , 赵玲 , 曹知红 , 岳晖 , 张凯 , 张利嵩 , 那伟 , 杨驰 , 李彦良 , 夏吝时 , 肖泽娟 , 张昕 , 曹宇清 , 姜一通 , 王镭 , 李文浩 , 鲁宇 , 朱广生 , 李建林 , 孟刚 , 周岩 , 水涌涛 , 张嵒 , 陈卫国 , 刘召军
Abstract: 本发明公开了一种长时间高温风洞试验舱，所述试验舱的舱壁包括：内壁和外壁；其中，所述内壁和所述外壁通过隔断相连接形成水冷通道，在所述水冷通道内通入冷却水。本发明解决了风洞试验舱在恶劣热环境下的长时间热防护的难题。
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公开(公告)号：CN105181900B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201510604654.X
申请日：2015-09-21
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N33/00
Abstract: 本发明涉及大容积温度和压力可同步连续调节的高温热辐射试验装置及方法，属于热真空试验技术领域，用于地面模拟飞行器由太空环境再入大气层飞行过程中外层防/隔热材料和结构所经受的真实气动热载荷和真空环境。本发明通过抽气系统真空管路A下游并联的a、b、c三条不同口径抽气管路上的可快速开闭电磁阀A、B、C与补气系统真空管路上的补气球阀的联动控制，成功实现了真空试验舱舱压的实时动态调节功能，解决了飞行器在轨和变轨机动飞行过程中所处不同高度轨道变化过程中压力环境的连续动态调节问题，在一定真空度范围内实现了试验舱真空度的连续精确调节，能够更为真实地模拟新一代飞行器再入大气层时的飞行环境。
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公开(公告)号：CN109216880B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811022961.7
申请日：2018-09-03
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种适用于长时气动热环境的天线窗组件及其设计方法。开展天线窗组件一维防隔热仿真与设计，获得天线窗组件气动外形面中心部位的防热口框理论厚度和隔热层理论厚度。并结合防热口框和隔热层厚度的工艺可行性，确定天线窗组件的防热口框气动外形面部位厚度和隔热层厚度。将防热口框与周边防热结构接触部位掏空改为四个支撑柱。利用三维造型软件，建立天线窗组件的三维数字模型。利用温度场仿真软件建立三维温度场仿真模型，获得天线窗组件的温度分布。对天线窗组件的隔热层厚度进行优化设计，重直至温度满足天线耐温要求。
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公开(公告)号：CN109178348B
公开(公告)日：2020-10-20
申请号：CN201810965175.4
申请日：2018-08-23
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/58
Abstract: 一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构，包括热疏导装置和耐烧蚀材料，耐烧蚀材料包覆在热疏导装置外围，包括内外两层，内层材料为柔性泡沫，外层材料为高导热碳/碳。热疏导装置包括冷却面板、脉动热管组和相变蓄冷箱，冷却面板与耐烧蚀材料粘接成一体，脉动热管组与冷却面板焊接相连，相变蓄冷箱与冷却面板焊接相连、并与飞行器端框固定，脉动热管伸入相变蓄冷箱。本发明将耐烧蚀材料与热疏导装置相结合，作为飞行器尖锐前缘主动热防护结构，减少烧蚀或不发生烧蚀，使飞行器的气动外形变化小，保持飞行器高升阻比的气动特性，解决了飞行器局部高热带来的材料失效问题，避免了温度极端分布，实现了长时间隔热。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108007667B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201711155425.X
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 赵玲 , 曹宇清 , 张昕 , 邹样辉 , 田宁 , 张凯 , 曹知红 , 姜一通 , 岳晖 , 张利嵩 , 那伟 , 杨驰 , 夏吝时 , 肖泽娟 , 李文浩 , 李红亮 , 宋文潇 , 徐秀明 , 鲁宇 , 朱广生 , 李建林 , 孟刚 , 周岩 , 水涌涛 , 张喦 , 陈卫国
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明涉及一种高温燃气风洞马赫数测量装置及方法，该测量装置包括测量机构、支撑机构和供水机构，测量机构包括水冷测量模型和摄像组件。通过拍摄水冷测量模型绕流图像，获得模型头部激波角，计算得到风洞马赫数数据。其中水冷测量模型为尖楔外形，由外壁与内芯组成，外楔壁为薄壁外壳，用于承受外部气流载荷，内芯设有水冷槽道，对模型头部和楔面进行冷却,保护测量模型在测量时不受损坏；供水机构为模型提供高压冷却水；支撑机构内部设计有供水槽道，同时具备支撑和供水功能。本发明通过测量模型设计及供水流量控制，实现测量模型在燃气风洞下的高温热防护及模型头部激波角的稳定测量，提高了高温燃气风洞马赫数测量精度。
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公开(公告)号：CN108534981B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201810124801.7
申请日：2018-02-07
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 姜一通 , 田宁 , 邹样辉 , 张凯 , 赵玲 , 曹知红 , 岳晖 , 张利嵩 , 那伟 , 杨驰 , 夏吝时 , 李文浩 , 李红亮 , 宋文潇 , 徐秀明 , 张昕 , 曹宇清 , 鲁宇 , 朱广生 , 李建林 , 孟刚 , 周岩 , 水涌涛 , 张岩 , 陈卫国 , 黄凯 , 王树信
Abstract: 本发明涉及一种高温风洞用收集口喷水降温装置，属于风洞试验技术领域，所述高温一般指来流总温不低于3000K。本发明旨在保护长时间运行的高温风洞扩压器前段，属国内首次在高温风洞扩压器入口处设计增加超高温大温差喷水降温装置。该装置贴近收集口，能够在总温3600K的极端环境下长时间工作，具备使高温气流外缘气体快速降温的能力，可有效保护扩压器前段壁面。该收集口喷水降温装置的研制，使风洞高温、长时间的稳定运成为可能，为高温风洞壁面防护及尾气处理提供了新思路。通过对从喷管喷出的高温气流进行喷水的方式，达到使气流外缘降温的效果，从而解决了高温风洞扩压器前段壁面热防护问题。
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公开(公告)号：CN107966262B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201711155311.5
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 曹知红 , 田宁 , 邹样辉 , 齐斌 , 赵玲 , 岳晖 , 张凯 , 张利嵩 , 那伟 , 杨驰 , 李彦良 , 夏吝时 , 姜一通 , 李文浩 , 肖泽娟 , 张昕 , 曹宇清 , 鲁宇 , 朱广生 , 李建林 , 孟刚 , 周岩 , 水涌涛 , 张岩 , 陈卫国 , 黄凯
IPC: G01M9/02
Abstract: 一种带有滑动热补偿功能的高温真空风洞试验舱和扩压器整体结构及滑动热补偿方法，克服现有技术的不足，提供一种高温风洞扩压器的热补偿方案，解决大型燃气流风洞试验舱在长时间、高温、大热流恶劣热环境下的热补偿难题。采用扩压器中段固定支撑、两端滑动的结构设计，合理分配热胀量。根据热环境的不同，在不同的位置采用不同的热补偿方式。上游：通过增加锥形套增加舱体和扩压器之间接触面积，采用多道密封解除被烧毁和密封失效的风险，同时扩压器上游端(即收集口)为自由端，因而实现了滑动热补偿。下游：采用喷水降温装置将燃气温度降低之后采用膨胀节热补偿方法，实现了滑动热补偿。
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公开(公告)号：CN107792392B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710879526.5
申请日：2017-09-26
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 夏吝时 , 杨凯威 , 田宁 , 邹样辉 , 齐斌 , 赵玲 , 张凯 , 李红亮 , 岳晖 , 张利嵩 , 那伟 , 杨驰 , 曹知红 , 李彦良 , 张昕 , 曹宇清 , 姜一通 , 李文浩 , 鲁宇 , 朱广生 , 李建林 , 孟刚 , 周岩 , 水涌涛 , 张嵒 , 陈卫国 , 黄凯 , 王树信
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法，尤其是针对钠钾合金工质的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法，属于飞行器控制舵的热防护技术领域。该系统包括加热器、温度测量系统、温度控制系统、风冷降温设备和电源。利用该飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法成功开展了基于钠钾合金工质的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导性能考核试验，解决了特殊气动外形产品的长时间高温、高热流持续稳定加载问题。该系统和方法可推广至各类工质、各种外形的主动式热疏导产品性能考核试验，具有较好的通用性。
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公开(公告)号：CN109178348A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201810965175.4
申请日：2018-08-23
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/58
Abstract: 一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构，包括热疏导装置和耐烧蚀材料，耐烧蚀材料包覆在热疏导装置外围，包括内外两层，内层材料为柔性泡沫，外层材料为高导热碳/碳。热疏导装置包括冷却面板、脉动热管组和相变蓄冷箱，冷却面板与耐烧蚀材料粘接成一体，脉动热管组与冷却面板焊接相连，相变蓄冷箱与冷却面板焊接相连、并与飞行器端框固定，脉动热管伸入相变蓄冷箱。本发明将耐烧蚀材料与热疏导装置相结合，作为飞行器尖锐前缘主动热防护结构，减少烧蚀或不发生烧蚀，使飞行器的气动外形变化小，保持飞行器高升阻比的气动特性，解决了飞行器局部高热带来的材料失效问题，避免了温度极端分布，实现了长时间隔热。
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