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公开(公告)号：CN119939755A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411783071.3
申请日：2024-12-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F111/04 , G06F113/28
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器热环境计算方法，分别计算发动机尾喷管未伸长、伸长到最大位置两个状态的尾舱底部辐射平衡温度，取出最大值，取基准温度、辐射平衡温度最大值及两者之间的若干个温度值作为底部热壁热流计算的热壁温度数据集。通过两个状态尾舱底部热壁热流对时间、尾舱底部实际温度的插值，获得尾喷管伸长过程中的热壁热流值，从而在尾舱传热计算时将尾喷管伸长对尾舱底部热环境的影响考虑在内。将气动热、尾喷管内壁温的典型时刻及尾舱底部热壁热流的热壁温度值合并为特征点数据集，实现三种不同边界条件的预先处理，使得传热计算时通过一个插值函数即获得三种不同边界条件的实时数值，降低了边界条件处理复杂程度，提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN109918765B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN201910159395.2
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08
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：CN111595490B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010264351.9
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种高温气体效应对气动加热影响量的测热试验方法，它包括：带催化/非催化涂层水卡式量热计的制备、高焓等离子体风洞测热传感器标定试验、基于热化学非平衡NS方程的气动热数值模拟分析、高焓电弧风洞来流测热试验，通过两支不同涂层的水卡式量热计的测量，获得不同情况下气动热数值，通过对两支不同涂层的水卡式量热计的测量结果，分析得到高温气体效应对气动加热影响量。本发明避免了各种因素叠加的复杂来流条件下试验件表面热流和传统方法校测热流可能相差较大的问题，提高了热流校测精度，能够确保热考核实验的真实性和覆盖性。
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公开(公告)号：CN110727991A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910855437.6
申请日：2019-09-11
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内统一热管理的设计方法，首先分析舱体所处的高温环境，找到舱内环境热的源头，确定高温热源温度；再明确舱内部件的耐温极限，设计热量传递路径；然后分析每个部件温度的影响因素及规律，确定每个部件的降温措施；最后在满足舱体和部件耐温极限的要求下，优化防热层/隔热层厚度，实现防热层/隔热层+空气总厚度最小、舱内有效空间最大。本发明充分利用结构舱体、设备热沉及部件最大耐热能力，解决“舱内空间利用最大化、结构轻量化”的问题。
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公开(公告)号：CN110457773A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910655708.3
申请日：2019-07-19
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法，该试验模型在试验件的一侧设置制造激波工装，用于产生满足干扰区热环境要求的激波，该试验方法通过试验模型参数设计、试验状态参数设计及覆盖性计算，获得满足考核要求的试验模型和试验状态。本发明解决了由于风洞能力限制导致传统的前缘电弧风洞考核试验对于飞行条件覆盖性不足问题，利用制造激波的方式实现了高速飞行器前缘干扰区的电弧风洞考核。使用本试验方法，实现了对高速飞行器前缘干扰区高热流、高压力和大温度梯度的考核，为飞行器结构方案提供支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110442934A
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201910656798.8
申请日：2019-07-19
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
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：CN108304599B
公开(公告)日：2019-07-12
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
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：CN108304601A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710673374.3
申请日：2017-08-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器边界层转捩的判断方法，基于前期试验数据确定飞行器表面的转捩位置；获取对应试验状态飞行器表面正交化的层流流场，并采用考虑横流模态的改进e-N方法获取飞行器表面的N值分布；结合试验数据确定的飞行器表面转捩位置，确定触发转捩的N值N0，并用于目标飞行器转捩位置的判定。该方法基于试验数据，考虑了升力体/乘波体外形高超声速飞行器流场的三维性特点，采用e-N方法积分时除了考虑第二模态扰动波外，也考虑更低频的横流模态的扰动波，得到了准确预测转捩位置的转捩判据N0，为升力体/乘波体外形高超声速飞行器边界层转捩的准确预测提供了一种有效的判断方法。
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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：CN117973264A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410161064.3
申请日：2024-02-05
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06T17/20 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种用于飞行器双缝‑热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻；建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格；根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；开展非定常传热传质计算；初始化计算域；开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气‑固‑渗流紧耦合传热方法计算。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中在进行缝隙‑密封条‑翼盒腔体传热数值模拟时，常规气动热传热计算方法不适用，且常规非定常计算方法计算量过大的技术问题。
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