公开(公告)号：CN111832159B

公开(公告)日：2023-08-29

申请号：CN202010581783.2

申请日：2020-06-23

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 杨光 ,  李宇 ,  聂亮 ,  周禹 ,  刘宇飞 ,  袁野 ,  王迅 ,  朱广生 ,  赵晓利 ,  赵良 ,  曹占伟 ,  檀妹静

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/08 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明一种基于飞行试验数据的边界层转捩阵面动态演化过程确定方法，(1)将高超声速飞行器表面测点上安装的传感器输出的原始测量结果，转化为飞行器表面测点位置处的热流或温度信息，过滤掉异常的测点信息，得到可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息；(2)根据可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息，得到各个测点发生转捩的时刻；(3)对任意一时刻，根据得到的各个测点发生转捩的时刻，判断该时刻各个测点是否发生转捩；(4)在转捩测量时间窗口内，选取多个时刻点，对每个时刻点，获得该时刻的转捩阵面图像。(5)将步骤(3)获得的各个时刻的转捩阵面图像，按飞行时序装订为动画，获得转捩阵面动态演化过程，从而得到各时刻飞行器表面的转捩区域。

公开(公告)号：CN111924089B

公开(公告)日：2021-09-07

申请号：CN202010600411.X

申请日：2020-06-28

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 刘国仟 ,  聂亮 ,  李宇 ,  王迅 ,  刘宇飞 ,  周禹 ,  常园园 ,  徐玮 ,  刘国良 ,  陈政

IPC: B64C1/40 ,  B64C9/32

Abstract: 一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。

公开(公告)号：CN107958102B

公开(公告)日：2021-06-11

申请号：CN201711086208.X

申请日：2017-11-07

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 ,  黄建栋 ,  闵昌万 ,  聂春生 ,  檀妹静 ,  蒋海军 ,  曹占伟 ,  王振峰 ,  于明星

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/15 ,  G06F119/08

Abstract: 本发明提供了一种用于高超声速气动热预测的偏差大气参数确定方法，属于高超声速飞行器气动热环境预示技术领域。该方法包括如下步骤：(1)、根据飞行弹道点的飞行高度H，由标准大气方程组，得出该弹道点对应的标准大气密度ρ；(2)、根据飞行弹道点的飞行高度H，由大气密度偏差Δρ与高度的关系，得出对应的大气密度偏差量Δρ，由标准大气密度ρ和大气密度偏差量Δρ，得出该飞行高度H对应的偏差大气密度ρ'；(3)、根据偏差大气密度ρ'，由标准大气方程组，反查出与偏差大气密度ρ'对应的偏差大气高度H'；(4)、根据偏差大气高度H'，由标准大气方程组，分别计算得到偏差大气压力P'和偏差大气温度T'。本发明相对其它方法来确定偏差大气参数，具有方便快速的特点。

公开(公告)号：CN111924089A

公开(公告)日：2020-11-13

申请号：CN202010600411.X

申请日：2020-06-28

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 刘国仟 ,  聂亮 ,  李宇 ,  王迅 ,  刘宇飞 ,  周禹 ,  常园园 ,  徐玮 ,  刘国良 ,  陈政

IPC: B64C1/40 ,  B64C9/32

Abstract: 一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。

公开(公告)号：CN110626519A

公开(公告)日：2019-12-31

申请号：CN201910791669.X

申请日：2019-08-26

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 ,  聂亮 ,  刘国仟 ,  周禹 ,  王迅 ,  袁野 ,  聂春生 ,  刘宇飞 ,  张宏宇 ,  董耀军 ,  常园园 ,  杨攀 ,  陈敏 ,  赵晓利 ,  朱广生

IPC: B64F5/00 ,  B64F5/60 ,  G01M9/00 ,  B64C30/00

Abstract: 本发明提供了一种降低对流动转捩影响的飞行器表面缺陷尺度控制方法，首先利用理论分析手段或地面试验手段对飞行器开展流动转捩研究，得出满足边界层转捩不受影响的表面缺陷尺度的约束范围；然后针对产生缺陷的部段开展气动加热、结构温度场和变形场联合仿真分析，从结构变形计算结果中提取得到飞行过程中产生缺陷的各部段热变形量数据；最后利用初始缺陷尺度抵消热变形量的策略，根据约束范围和热变形量数据设计初始应加工的缺陷尺度，确保飞行过程中实际缺陷尺度满足约束范围。本发明可以合理且有效的控制飞行器表面缺陷尺度，降低其诱发表面提前转捩的可能，确保飞行器热防护系统可靠工作。

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

Inventor： 聂亮 ,  李宇 ,  聂春生 ,  檀妹静 ,  王迅 ,  曹占伟 ,  王振峰 ,  周禹 ,  闵昌万 ,  朱广生

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。