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公开(公告)号：CN108304596A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710306478.0
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舱内设备辐射/传热现象的分析方法，涉及飞行器舱内设备辐射/传热现象分析技术，能够解决舱内设备的温度数据获取速度慢精度低的问题。该方法首先析舱内电池等高温热源对舱内设备的辐射传热量，建立相应的舱内设备吸收辐射热流数据库；再考虑高温热源的辐射、设备自身发热、空气导热、三维传热，分析舱内设备的温度，最后分析舱内设备温升机理，提出控制舱内设备温升的主要措施，为改善舱内热环境提出指导依据，该方法主要用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象分析。
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公开(公告)号：CN108303233A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669050.2
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置。本发明通过确定适用于带强制转捩装置的高速飞行器的试验准则，实现了带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验；本发明试验设备充分考虑飞行状态和风洞状态下强制转捩差异，对强制转捩装置模型进行修正，使得风洞试验能准确反应飞行状态。
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公开(公告)号：CN108197388A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201810002292.0
申请日：2018-01-02
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5009 , G06F17/5095
Abstract: 本发明提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统，包括：建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。本发明可以成功应用于亚音速至高超音速的飞行器流动转捩的模拟，数值精度较高，结果可靠。
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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108197388B
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201810002292.0
申请日：2018-01-02
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统，包括：建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符‑王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均‑大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。本发明可以成功应用于亚音速至高超音速的飞行器流动转捩的模拟，数值精度较高，结果可靠。
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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：CN108304598A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669033.9
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强制转捩装置及设计方法，通过确定转捩单元类型、确定强制转捩装置初始放置位置、确定强制转捩装置的转捩单元尺寸等步骤实现高速飞行器强制转捩装置的设计。本发明充分考虑展向流动梯度对转捩的影响，实现了曲面前体的高速飞行器强制转捩装置的设计。
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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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