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公开(公告)号：CN119795687A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411688912.2
申请日：2024-11-25
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
Abstract: 本发明涉及一种具有热调控功能的防热瓦及其设计方法，解决了传统防热瓦防隔热性能低的问题。包括外壁板和内壁板，外壁板和内壁板之间依次设置热超构材料层和隔热层，缝合纤维以缝合方式将外壁板、热超构材料层、隔热层和内壁板连接为整体防热瓦，其中热超构材料层由导热层和相变单元组成。设计方法步骤如下：①根据气动热环境，选择外壁板材料，并设计外壁板厚度t；②设计超构材料层，选择相变单元材料，并确定相变单元和导热层形状参数；③设计隔热层，选择隔热层材料，确定厚度l；④确定内壁板厚度w；⑤确定相变单元元胞晶格常数a、b和周期数N、M；⑥最后，利用缝合纤维缝合成形。本发明可以有效提升防热瓦的防热性能和抗热震能力。
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公开(公告)号：CN119646982A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411714092.X
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京流体动力科学研究中心 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明公开了一种基于PCL点云库的航天器结构变形几何重构技术，包括：步骤一，采用有限元算法对航天器在受力状态下的变形进行计算，以得到对应的变形结果文件；步骤二，对变形结果文件进行点云提取，再基于PCL点云库进行几何重构，以得到变形后的几何实体模型。本发明提供一种基于PCL点云库的航天器结构变形几何重构技术，几何重构使变形有限元网格转化为水密实体几何，导出格式为国际STEP标准，能够通过机械、力学等常规工程软件再次进行结构修改及网格划分，且具备水密性的三维几何模型。
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公开(公告)号：CN118757281A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410980963.6
申请日：2024-07-22
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明公开了一种地悬浮式燃烧室点火器，包括锁紧电极、高压端头、第一壳体、第一陶瓷、第二陶瓷、第二壳体和第三陶瓷，锁紧电极与高压端头螺纹连接；第一壳体位于锁紧电极及高压端头的外围；第一陶瓷位于锁紧电极与第一壳体之间，且第一陶瓷与第一壳体封接；第二陶瓷位于高压端头与第一壳体之间；第二壳体位于第一壳体的外围，第二壳体的两端分别与燃烧室和点火线缆螺纹连接；第三陶瓷位于第一壳体与第二壳体之间，且第三陶瓷分别与第一壳体和第二壳体封接。本发明通过在传统高压电极与第二壳体之间增加第一壳体，达到地电极相对于燃烧室悬浮的目的，既可实现高能高频放电工作，又不会对其他电气系统造成电磁干扰。
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公开(公告)号：CN118171550A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410449185.8
申请日：2024-04-15
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
IPC: G06F30/25 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种用于TPMC方法的表面参数确定方法，包括：S1、在物面保真度允许的情况下，采用表面三角形网格对物面进行划分；S2、基于每个粒子与物面的撞击点位置、撞击参数确定撞击点；S3、对每一个表面三角形内的有效撞击次数进行统计，并将各有效撞击次数与预设阈值进行比较，以确定是否对相应的表面三角形进行自动细分，直至所有三角形内的撞击次数均不高于阈值；S4、对每个表面三角形内的撞击参数进行统计，以得到对应的表面参数。本发明提供一种用于TPMC方法的表面参数确定方法，通过对优先采用极简网格进行碰撞计算，将极大提高气动力、力矩等积分量的计算效率；在需要表面参数分布时，再通过三角形自动细分，可实现表面参数的自适应获取。
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公开(公告)号：CN119360056A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411468397.7
申请日：2024-10-21
Applicant: 北京流体动力科学研究中心 , 西南科技大学
IPC: G06V10/74 , G06T5/70 , G06T5/40 , G06T7/10 , G06V10/75 , G06V10/764 , G06V10/774 , G06T5/10 , G06T5/50 , G06N3/0464 , G06N3/048 , G06N3/08 , G06F17/16
Abstract: 本发明公开了一种基于轮廓与线性结构的非合作航天器姿态估计方法，包括：S1、将目标三维模型以质心为中心进行旋转投影到2D平面上，以建立姿态模版库；S2、使用滤波器对输入的原始ISAR图像进行噪声滤除，并重新分布图像亮度，增强图像边缘，以得到增强图像Img1；S3、在图像分割网络中引入注意力模块CBAM，以从Img1中提取得到目标的轮廓图像Img2；S4、从Img2中提取轮廓关键点，得到带关键点轮廓图像Img3，进而提取目标航天器的线性结构图像Img4；S5、将Img4与姿态模版库进行相似度比对，以获取目标航天器姿态。本发明提供一种基于轮廓与线性结构的非合作航天器姿态估计方法，在ISAR图像上提取的俯仰角、滚动角、偏航角三个姿态角与深度学习和传统模版匹配相比误差更小。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114261530B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202111552197.6
申请日：2021-12-17
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
Abstract: 本发明公开了最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，涉及吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和超燃冲压发动机内流道一体化设计技术领域，其技术方案要点是：本发明采用高容积率、高压缩能力、低阻力的最小阻力锥导乘波构型获得高升阻比、高容积率、低阻力乘波机体的同时，通过开展三维内转式流道同乘波机体符合气动原理的一体化设计，在对飞行器增升减阻的同时，还提升了推进流道的进气特性，给出的一种低阻压缩性能好、容积率高、结构可实现性强的吸气式高超声速飞行器最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方案，为新型高性能高超声速飞行器一体化布局奠定技术基础。
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公开(公告)号：CN118071780A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410203178.X
申请日：2024-02-23
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
Abstract: 本发明公开了一种基于圆滚动的三维点云边界提取方法，包括：S1、对构建的几何点云模型进行密度计算；S2、在三维方向上通过将法平面向前增加预定的步长，再进行投影后获得各方向上对应的平面点云Pc；S3、以圆滚动的方式对各方向上的平面点云Pc进行边界提取，并映射到对应的空间位置；S4、对各方向上平面点云的提取是否达到最大值进行判断，若否，则返回S2；若是，则获得整个空间点云中对应方向上的法向边界；S5、将三维方向上的边界进行合并，并剔除重复边界点，以得到最终的三维点云边界。本发明提供一种基于圆滚动的三维点云边界提取方法，可以获取几何零部件形状的三维点云表面边界，可处理穿孔、凹槽类点云模型，具备精度高、速度快、零误判的特点。
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公开(公告)号：CN117588307A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311417119.4
申请日：2023-10-30
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
Abstract: 本发明公开一种高速发动机的液态金属冷却循环系统，属于发动机冷却系统技术领域。本发明的液态金属采用闭式循环方式流经管路和热交换装置。在预冷器内与来流空气进行换热，将高温空气进行预冷，降低了进入压气机的空气温度，从而实现扩展涡轮发动机工作速域上限的目的；液态金属流经燃烧室和尾喷管壁面热交换管器，一方面对燃烧室和尾喷管进行了热防护，防止壁面被烧蚀，另一方面将壁面热进行收集；液态金属通过液态金属‑燃料热交换器将从预冷器、燃烧室和尾喷管壁面收集的热量传递给冷却剂，冷却剂将该部分热量带回燃烧室或用于驱动涡轮，实现对回收热的再利用，提高了发动机能量综合利用效率。
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公开(公告)号：CN117570057A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311289141.5
申请日：2023-10-08
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
Abstract: 本发明公开了一种压气机试验用叶顶间隙主动控制装置及方法，装置包括转子、机匣、履带式加热器、间隙传感器、非接触式温度传感器和控制器，转子安装在压气机转轴上且沿周向均匀分布；机匣围设在转子上，且机匣与转子之间具有叶顶间隙，履带式加热器包裹在机匣上；间隙传感器纵向插设在机匣上用于对叶顶间隙大小进行测量；非接触式温度传感器位于机匣的外侧用于对机匣温度进行测量；间隙传感器和非接触式温度传感器分别与控制器电性连接，控制器与履带式加热器电性连接。本发明能够简便地对叶顶间隙进行监测及调整控制，可行性高。
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公开(公告)号：CN117537370A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311259157.1
申请日：2023-09-27
Applicant: 北京流体动力科学研究中心
Abstract: 本发明提供一种支板喷注燃烧室支板自调节装置，属于航空宇航推进技术领域。当燃烧的高温区靠近壁面远离流道中心时，燃烧室壁面温度会较高，蒸汽腔吸热膨胀推动注油支板顺时针旋转，使注油远离燃烧室壁面，让高温燃烧区向流道中心移动，达到降低燃烧室壁面热流的目的；当来流空气温度较低，流速较快时，支板旋转至靠近壁面状态，喷油位置靠近壁面，近壁面区域流速较慢，易于燃烧。若燃烧室有凹腔结构，则燃油更易被卷入凹腔，在凹腔内燃烧，达到稳焰。本发明用于实现航空发动机支板喷注类燃烧室燃料喷注位置的自动调节，达到自动控制燃烧区分布和调节壁面热流的目的。
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