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公开(公告)号：CN106742060B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201710002363.2
申请日：2017-01-03
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种气动热与材料催化特性耦合效应的地面预示方法，包括：采用理论方法对不同材料表面催化特性条件下的材料表面热流进行分析；根据分析结果建立材料表面催化效应随材料表面催化复合系数变化的函数关系；基于飞行状态及气动外形对典型部位热环境进行工程评估，将典型部位热环境工程计算结果与材料表面催化效应随材料表面催化复合系数变化的函数关系相结合，实现飞行状态下飞行器表面热流响应历程的预示；采用传热学方法，实现飞行状态下飞行器内部温度响应历程的预示。通过本发明实现了对气动热与材料催化特性的耦合效应的准确描述，为气动热与材料催化特性耦合效应作用下的防隔热系统设计精细化设计提供了有力支撑。
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公开(公告)号：CN107977491A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711117139.4
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法，包括步骤如下：一、通过数值求解飞行器流场的N－S方程，获得飞行器外壁表面热流；二、对舵缝隙内是否存在非定常效应进行判断并相应处理；三、获得若干周期内舵缝隙区域特征点处定常方法的平均热流；四、获得若干周期内特征点处非定常方法的平均热流并和定常方法结果比较，根据情况相应处理；五、获得舵缝隙区域干扰因子，利用曲线拟合方法获得干扰因子随舵偏变化的分段解析函数曲线；六、将干扰因子的分段函数曲线嵌入到气动热工程计算程序，获得飞行器在设定弹道时间段的舵缝隙区域热环境结果。本发明在保证空气舵缝隙气动热评估结果可靠性的同时能够有效减小评估结果的冗余度。
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公开(公告)号：CN107914862A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711155360.9
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种全主动冷却高超声速飞行器，包括：发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘、发汗冷却舵前缘、再生冷却舵面、再生冷却迎风面，飞行器背风面；发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘和发汗冷却舵前缘设有多孔结构，内部存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面；再生冷却舵面和再生冷却迎风面采用再生冷却方式分别对飞行器的舵面和迎风面进行冷却，利用飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。
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公开(公告)号：CN106742060A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710002363.2
申请日：2017-01-03
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F2217/80
Abstract: 本发明公开了一种气动热与材料催化特性耦合效应的地面预示方法，包括：采用理论方法对不同材料表面催化特性条件下的材料表面热流进行分析；根据分析结果建立材料表面催化效应随材料表面催化复合系数变化的函数关系；基于飞行状态及气动外形对典型部位热环境进行工程评估，将典型部位热环境工程计算结果与材料表面催化效应随材料表面催化复合系数变化的函数关系相结合，实现飞行状态下飞行器表面热流响应历程的预示；采用传热学方法，实现飞行状态下飞行器内部温度响应历程的预示。通过本发明实现了对气动热与材料催化特性的耦合效应的准确描述，为气动热与材料催化特性耦合效应作用下的防隔热系统设计精细化设计提供了有力支撑。
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公开(公告)号：CN114880772B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202210472028.X
申请日：2022-04-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种基于混合网格的复杂结构气动热环境分析方法及系统，包括开展CFD数值计算之前，对待计算模型及外场进行几何前处理；选择表面网格单元类型，设置表面网格单元参数，进行几何表面网格绘制；进行体网格绘制，形成混合网格；基于所述混合网格，进行气动热环境数值模拟；基于气动热环境数值模拟结果，进行网格优化；基于优化后的网格重新进行气动热环境数值模拟，判断模拟结果是否满足要求，若不满足则继续优化网格；若满足，则认为已经获得收敛的气动热环境结果。本发明用于提高热环境数值模拟的效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112287611B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202011026832.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括以下步骤：获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析；若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则重新开始优化。本发明采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，可以大幅优化局部气动热环境，在根本上解决局部气动加热严酷的问题，减轻材料/结构的防隔热压力。
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公开(公告)号：CN115440311A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211063597.5
申请日：2022-08-31
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本申请公开了一种超高温空气热化学与输运特性建模方法，包括：根据给定温度，确定包含的空气组元；建立每种空气组元内分配函数Zi(int)；构建空气组元之间的基元化学反应体系，设平衡态下第i种空气组元的粒子数密度为ni，列出元素守恒方程和化学反应平衡方程形成封闭方程组；给出空气组元粒子数密度的初始估计值，求解封闭方程组，得到ni；根据ni建立正则配分函数，得到自由能函数：求解自由能函数的偏微分，得到高温空气的H、S、E、Cv、Cp；计算每种空气组元的粘性系数和导热系数随温度和压力的变化，获得高温混合空气的粘性系数和导热系数。可适用于更高温度范围，提升了超高温条件下空气热化学与输运特性计算的准确性。
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公开(公告)号：CN112903562A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110098888.7
申请日：2021-01-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01N15/08
Abstract: 本发明公开了一种树脂基复合材料渗透率测试装置，包括下工装、上工装和高压气瓶，上下工装组成相同，下工装包括柱状结构和法兰盘，法兰盘位于柱状结构上表面，与柱状结构一体化设计，法兰盘中心开有通孔，柱状结构中心加工有上下贯通的空腔。下工装空腔下部通过第一气管与高压气瓶连接；上工装的空腔下部连接有第二气管。试验时，将试验件放置在下工装法兰盘中心通孔中，将下工装倒置后放置在上工装上方，且上工装的法兰盘与下工装的法兰盘相对，两者通过螺钉拧紧。在两个气管上设置了一系列传感器。本发明同时公开了一种测试方法。本发明解决复杂孔隙的树脂基复合材料渗透率测试难题，为长时间飞行条件下飞行器防隔热精细化设计提供有效支撑。
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公开(公告)号：CN112326726A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011192129.9
申请日：2020-10-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置，包括送进导轨和双联水冷送进支架。双联水冷送进支架通过转接段与送进导轨连接，双联水冷送进支架在电信号驱动下沿送进导轨移动；双联水冷送进支架上设置有两个连通的空腔，空腔周边设置有水冷槽，与外部冷却水连接，用于通过不断循环的冷却水为空腔降温。两个空腔分别用于放置原始树脂基复合材料和经过碳化的树脂基复合材料。本发明同时公开了利用该装置的引射因子测试方法。本发明解决了长航时、中低热流密度条件下树脂基材料热解引射表征分析的难题，为长时间飞行条件下飞行器防隔热设计提供了有效支撑。
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公开(公告)号：CN108132112A
公开(公告)日：2018-06-08
申请号：CN201711115268.X
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 李宇 , 陈伟华 , 黄建栋 , 刘国仟 , 聂亮 , 刘宇飞 , 檀妹静 , 景丽 , 高扬 , 聂春生 , 颜维旭 , 陈轩 , 周禹 , 曹占伟 , 王振峰 , 季妮芝 , 高翔宇 , 于明星 , 闵昌万 , 陈敏
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法，属于高超声速飞行器热参数测量技术领域。该装置包括：热传导敏感元件、敏感元件隔热套、敏感元件压板、温度传感器，热传导敏感元件为柱状结构，敏感元件隔热套为带通孔的柱状结构，热传导敏感元件位于敏感元件隔热套通孔中，与敏感元件隔热套间隙配合，敏感元件一侧与隔热套外表面平齐，形成测量端面，另一侧底部安装有温度传感器，敏感元件压板压住热传导敏感元件，与敏感元件隔热套间隙配合安装，敏感元件隔热套、敏感元件与敏感元件隔热套之间的间隙以及敏感元件压板共同阻隔热传导敏感元件除测量端面以外的部分与外部环境之间热量交换。本发明克服了传统热流传感器对于长时间高热流测量的适应性差以及传感器尺寸大、重量大、安装受限大、难以实现密集测量问题。
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