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公开(公告)号：CN108146653A
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201711225114.6
申请日：2017-11-29
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: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种适应于复杂外形飞行器变质心的高效配平方法，在飞行器狭小空间内，且总质量不变的情况下，实现飞行器在不同飞行剖面下质心系数大范围调整的三向配平设计，从而缓解舵系统承载能力差的问题；由于配重块安装接口一致，因此配重可进行位置互换，也可根据配重安装位置空间情况进行独特外型面配重设计；充分利用配重接口可互换，配重质心分布于象限上，配重接口沿轴向可大范围调节，可实现飞行器在质量不变的情况下变质心的高效调节及配平。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN107976296A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711116305.9
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
Abstract: 本发明提供了一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，包括步骤：(1)、将飞行器角速度动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φT(k)θ*形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φT(k)为信号向量，θ*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φT(k)[θ(k)-θ*]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数。该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。
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公开(公告)号：CN107958206A
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201711086206.0
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
Abstract: 本发明提供了一种飞行器表面热流辨识装置温度测量数据预处理方法，属于航空航天飞行试验热学参数测量及处理技术领域。该方法首先对热流辨识装置的温升测量数据进行局部失真点(局部跳点)进行剔除的处理，然后利用N个相邻数据点平均的光滑处理方法对测量数据进行平滑处理，最后得到满足热流辨识要求的温度测量数据。所述N值根据温度传感器相关参数和温度曲线特征进行确定。使用本发明完成预处理后的温度测量数据进行热流辨识，可以有效改善温度阶跃和局部跳点对热流辨识结果的影响，提高热流辨识结果的准确度和可靠性。
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公开(公告)号：CN106202807A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610589156.7
申请日：2016-07-22
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
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 判别航天器身部激波/前缘类激波干扰发生条件及类型的方法，属于航天器气动热环境分析领域。该方法根据激波关系式建立了身部激波/前缘类激波干扰发生条件与飞行状态和气动外形的定量关系，对身部激波/前缘类激波干扰发生条件作出快速判别并给出干扰作用位置；建立了身部激波/前缘类激波干扰类型判别特征参数与飞行状态和气动外形参数的关联关系，根据不同类型身部激波/前缘类激波干扰流动结构特征，对干扰类型作出快速判别，本发明方法可大大缩减身部激波/前缘类激波干扰发生条件及类型的判别周期，降低判别难度，提高设计效率。
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公开(公告)号：CN106202804A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610586987.9
申请日：2016-07-22
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: Y02T90/50 , G06F17/5095 , G06F17/5036 , G06F2217/80 , G06Q10/04
Abstract: 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，属于航天器热环境设计领域。该方法建立飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，得到数据库的正交基向量，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。
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