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公开(公告)号：CN112307558A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011148714.9
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种三维曲面导流通道、导焰舱及导流通道的设计方法，该导流通道前端的导流通道入口与飞行器喷管的出口相连，后端与助推器相连；导流通道包括中心尖劈和位于尖劈两侧的两组侧板、顶板和底板，所述尖劈为对称的V形壳体结构，尖劈头部为位于导流通道入口的直线形结构，将导流通道入口分隔为两部分，尖劈两翼为外凸弧面结构，两翼张开且尾部成圆弧结构，用于与助推器相连；两翼分别与侧板、顶板和底板围成导流通道的两个内流道，冷态气流及高温燃气经分隔后的导流通道入口进入两侧的内流道后排出。本发明三维外凸式中心锥导流通道构型，能顺利将飞行器喷管的冷态气流及高温燃气顺利导出，显著提高质量流率及流量，降低飞行器阻力。
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公开(公告)号：CN105235919B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510632793.3
申请日：2015-09-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种飞行器导焰结构，该结构位于发动机的进气道尾喷管后面，在发动机进气道尾喷管后面存在一个过渡段，过渡段用于导焰结构与机身相连。过渡段由第一连接件和第二连接件组成，第一连接件与机身连接之间填充了耐高温的隔热毡；第一连接件与第二连接件之间在对接处设有凹槽，凹槽内置密封件，密封件由内向外由高温棉、高温金属制成的柔性弹簧和包裹的陶瓷纤维布组成，密封件与凹槽之间填充密封胶；在第一连接件和第二连接件之间还设有一层陶瓷纤维布；第二连接件与导焰槽连接，导焰槽采用耐高温的C/C复合材料制成，并且在导焰槽内部设有分流结构，发动机喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段，再通过导焰槽内部的分流结构进行分流，从导焰槽外部两侧喷出。
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公开(公告)号：CN119668279A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411674684.3
申请日：2024-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
Abstract: 飞行器的轨迹设计方法、计算机程序产品及可读存储介质，涉及飞行器轨迹设计领域，基于飞行器针对风险区风险程度的测量数据，并根据自身动力学模型、飞行器气动性能、发动机能力等参数选取合适的航路点，并通过引入开关函数，根据飞行器是否位于风险区中动态调整目标函数，使得飞行器在低风险区按照燃料最优进行轨迹规划，而在高风险区则兼顾燃料与时间最优，以得到飞行器安全与航程能力的帕累托最优解，并通过序列凸优化方法实现快速轨迹规划。通过该方法，可以增强飞行器对于风险区域的适应能力，提高飞行器安全性，增加飞行任务目标实现概率，提升飞行器总体性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117669021A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311530915.9
申请日：2023-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 一种主被动流动控制优化的飞行器干扰区降热设计方法，包括：S1、选取飞行器V型前缘作为关联模型，并确定环境要求；S2、利用直角坐标系对X‑Z对称面内的飞行器V型前缘几何模型，以及RR型或MR型两种激波干扰的激波结构之一进行参数化分析，获得激波交点的位置坐标，并判断激波干扰类型属于RR型或者MR型，若为MR型，则进入步骤S3；若为RR型，则将激波干扰类型由RR型转变为MR型，进入步骤S3；S3、获得MR型激波干扰后在均匀区压力增量和三维非均匀区压力增量，并根据以上压力增量获得热流量值；S4、调整飞行器V型前缘压缩激波DS的偏转角β为要求值，或者调整飞行器V型前缘的半径比R/r为要求值，获得干扰区降热设计外形结果。
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公开(公告)号：CN112307558B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202011148714.9
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种三维曲面导流通道、导焰舱及导流通道的设计方法，该导流通道前端的导流通道入口与飞行器喷管的出口相连，后端与助推器相连；导流通道包括中心尖劈和位于尖劈两侧的两组侧板、顶板和底板，所述尖劈为对称的V形壳体结构，尖劈头部为位于导流通道入口的直线形结构，将导流通道入口分隔为两部分，尖劈两翼为外凸弧面结构，两翼张开且尾部成圆弧结构，用于与助推器相连；两翼分别与侧板、顶板和底板围成导流通道的两个内流道，冷态气流及高温燃气经分隔后的导流通道入口进入两侧的内流道后排出。本发明三维外凸式中心锥导流通道构型，能顺利将飞行器喷管的冷态气流及高温燃气顺利导出，显著提高质量流率及流量，降低飞行器阻力。
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公开(公告)号：CN117473899A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311522541.6
申请日：2023-11-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种可控导热与流控降热的协同实现方法，通过设计、构筑一种耐高温、超高导热、耐烧蚀的C/C复合材料及构件，并结合流控降热措施等多途径方法实现对热流的控制。深入挖掘构件功能性设计的基础方法，探索构件与流控措施的协同实现机制，突破对超高能量热流密度的有效控制。
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公开(公告)号：CN112504615A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011164994.2
申请日：2020-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 胡鹏举 , 杨旸 , 费王华 , 秦云鹏 , 李杰奇 , 王国庆 , 郑雄 , 武健辉 , 李争学 , 王浩亮 , 曾星星 , 辜天来 , 尹戈玲 , 刘建妥 , 乔晓慧 , 姚星合
Abstract: 一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；试验模型通过旋转加速，获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据。解决原有试验设备试验模型尺度受限、试验气体受污染、天地差异性等限制飞行器技术的难题。
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公开(公告)号：CN105235919A
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201510632793.3
申请日：2015-09-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种飞行器导焰结构，该结构位于发动机的进气道尾喷管后面，在发动机进气道尾喷管后面存在一个过渡段，过渡段用于导焰结构与机身相连。过渡段由第一连接件和第二连接件组成，第一连接件与机身连接之间填充了耐高温的隔热毡；第一连接件与第二连接件之间在对接处设有凹槽，凹槽内置密封件，密封件由内向外由高温棉、高温金属制成的柔性弹簧和包裹的陶瓷纤维布组成，密封件与凹槽之间填充密封胶；在第一连接件和第二连接件之间还设有一层陶瓷纤维布；第二连接件与导焰槽连接，导焰槽采用耐高温的C/C复合材料制成，并且在导焰槽内部设有分流结构，发动机喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段，再通过导焰槽内部的分流结构进行分流，从导焰槽外部两侧喷出。
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