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公开(公告)号：CN118376374A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410157300.4
申请日：2024-02-04
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院) , 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种超声速近地双体分离风洞试验系统及方法，包括飞行器模型、助推器模型、轨道模型、地效试验台、飞行器模型支撑部、飞行器模型三自由度运动机构、助推器模型直线运动机构和地效试验台支撑部；地效试验台支撑部设置于风洞喷口及风洞收集器之间，地效试验台支撑部用于支撑地效试验台；地效试验台倒置安装于地效试验台支撑部上；轨道模型倒置安装于地效试验台的下方；助推器模型直线运动机构倒置安装于空腔内；助推器模型倒置安装于助推器模型直线运动机构上；飞行器模型设置于助推器模型的下方；飞行器模型三自由度运动机构固定于风洞试验段内。本发明能够解决现有技术难以满足超声速近地双体分离模拟需求的技术问题。
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公开(公告)号：CN116266238A
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202211697289.8
申请日：2022-12-28
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院) , 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种具有预置舵偏特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：S10、选取多个不同的舵偏角，得到多个航行器与助推级的组合模型；S20、获取不同舵偏角下的航行器在分离初始姿态的俯仰力矩；S30、判断是否存在一个为零的俯仰力矩，若是，转至S50；否则，转至S40；S40、将航行器的舵面面积增加预设倍数，转至S10；S50、获取航行器在分离初始姿态的俯仰力矩为零时对应的舵偏角，将当前舵偏角作为航行器的预置舵偏角；S60、进行分离仿真；S70、判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。本发明能够解决现有技术中分离方法不适用近地并行式级间分离，无法实现安全分离的技术问题。
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公开(公告)号：CN116266237A
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202211697196.5
申请日：2022-12-28
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院) , 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：S10、对地面助推级与航行器组合体进行建模，得到地面助推级与航行器的组合模型；S20、获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场；S30、进行地面助推级与航行器的第一次分离；S40、航行器进行刚体运动；S50、进行地面助推级与航行器的第二次分离；S60、航行器作绕质心的六自由运动；S70、获取在第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息；S80、判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与地面助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。本发明能够解决现有技术中分离方法不适用近地并行式级间分离，无法实现安全分离的技术问题。
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公开(公告)号：CN116266238B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202211697289.8
申请日：2022-12-28
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院) , 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种具有预置舵偏特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：S10、选取多个不同的舵偏角，得到多个航行器与助推级的组合模型；S20、获取不同舵偏角下的航行器在分离初始姿态的俯仰力矩；S30、判断是否存在一个为零的俯仰力矩，若是，转至S50；否则，转至S40；S40、将航行器的舵面面积增加预设倍数，转至S10；S50、获取航行器在分离初始姿态的俯仰力矩为零时对应的舵偏角，将当前舵偏角作为航行器的预置舵偏角；S60、进行分离仿真；S70、判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。本发明能够解决现有技术中分离方法不适用近地并行式级间分离，无法实现安全分离的技术问题。
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公开(公告)号：CN118111276A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202211522197.6
申请日：2022-11-30
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院)
Abstract: 本发明提供了一种以爆轰方式驱动的气炮及强激波发生装置，该气炮发生装置和强激波发生装置均包括：自后向前依次连接的爆轰管、熄爆管、汇聚管和发射管；爆轰管的后端封闭，爆轰管内具有可燃气体；熄爆管内具有阻燃气体；汇聚管的内径自后向前逐渐缩小，汇聚管内具有可燃气体；点火器，点火器设置于爆轰管的后端壁上；第一阻隔片，第一阻隔片设置于爆轰管与熄爆管的连接处；第二阻隔片，第二阻隔片设置于熄爆管与汇聚管的连接处；第三阻隔片，第三阻隔片设置于汇聚管与发射管的连接处；该气炮发生装置还包括弹丸，弹丸设置于发射管内，且距离第三阻隔片的间距小于预设值。本发明能够解决现有技术中爆轰驱动方式的效率较低的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114692285A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202011570513.8
申请日：2020-12-26
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院)
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/14
Abstract: 本文提供了一种近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质，火箭上设置有机翼，其中方法包括：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。在确定了机翼最终外形参数和最终安装位置之后，就能够将机翼确定下来，该确定后的机翼能够在橇箭分离的过程中给火箭提供上升力，使得近地面超声速橇箭安全分离。
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公开(公告)号：CN118114426A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202211521439.X
申请日：2022-11-30
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院)
IPC: G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种气冷电流引线热问题解耦分析方法，所述方法包括：建立气冷电流引线系统的三维模型；生成流固共节点网格；获取气冷电流引线系统的三维模型中电流引线在不同励磁电流、不同温度下的体发热功率密度；建立热‑电耦合界面，以获取电流引线的体发热功率密度随温度、电流的变化规律；获取气冷电流引线系统的三维模型中管路总漏热功率；建立热‑流耦合界面，以获取气相制冷工质的质量流量；基于流固共节点网格，电流引线的体发热功率密度随温度、电流的变化规律和气相制冷工质的质量流量进行气冷电流引线热问题的解耦分析。本发明在气冷电流引线热分析过程中，避免了制冷工质相变模拟，提高了计算效率、计算稳定性和仿真周期的可控性。
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公开(公告)号：CN119203460A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202310763852.5
申请日：2023-06-27
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院)
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种长管道内高速列车流场的拼接模拟方法，所述方法包括：基于流场维度特征，将高速列车全流场拆分为一维管道远场和三维列车近场两个区域；对高速列车全流场进行准一维数值模拟，获得管道内全线实时沿程的一维流场压力分布和一维流场温度分布；获取时变压力进口条件和时变压力出口条件；进行三维非定常数值模拟，获得三维列车近场区域实时沿程的三维流场压力分布和三维流场温度分布；进行拼接模拟，得到高速列车在管道内全线拼接后的流场压力分布和流场温度分布。本发明能够解决现有技术中准一维数值模拟方法和三维数值模拟方法无法进行优势互补，流场刻画的精细度和完整度难以两全的技术问题。
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公开(公告)号：CN114692285B
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202011570513.8
申请日：2020-12-26
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院)
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/14
Abstract: 本文提供了一种近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质，火箭上设置有机翼，其中方法包括：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。在确定了机翼最终外形参数和最终安装位置之后，就能够将机翼确定下来，该确定后的机翼能够在橇箭分离的过程中给火箭提供上升力，使得近地面超声速橇箭安全分离。
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公开(公告)号：CN118821375A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202211522201.9
申请日：2023-04-18
Applicant: 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院)
IPC: G06F30/20 , G06F30/12 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F111/20
Abstract: 本发明提供了一种多域流固耦合传质传热数值模拟前处理方法，所述方法包括：将装配体模型拆解成多个独立的流体域和固体域，将每个独立的流体域和固体域作为一个独立部件，并进行命名；对多个命名后的独立部件进行模型组装；建立组装后的三维模型的几何拓扑，并得到封闭几何文件；将封闭几何文件划分为点线面几何集和实体几何集，并进行命名；获取全部几何特征；建立网格参数设置库；设置命名后的点线面几何集和实体几何集的批处理命令集，并根据批处理命令集遍历封闭几何文件，以实现数值模拟前处理。本发明能够解决现有技术中数值模拟前处理方法人工操作强度及难度较大，易出现错误，且命名编号不存在唯一性，批处理脚本不具备通用性的技术问题。
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