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公开(公告)号：CN117606299A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311530919.7
申请日：2023-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种模拟激光辐照流场特征的地面试验系统，包括：激光光源设备、导光系统、风洞舱体、风洞试验设备、控制设备和目标试样；其中：激光光源设备，包括激光器，激光器安装于距风洞舱体一定距离的地基上；风洞舱体的两侧安装有风洞观察窗；导光系统，安装于风洞观察窗外侧的纹影平台基座上，将激光器输出的激光以预定参数辐射通过风洞观察窗至目标试样；目标试样，通过风洞舱体内置夹具沿风洞中心线安装，并与风洞观察窗对齐；风洞试验设备，对目标试样的温度和流场进行实时测量；控制设备，控制风洞试验设备与激光光源设备按一定时序配合工作，实现激光风洞联合试验。
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公开(公告)号：CN116305513A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211448948.4
申请日：2022-11-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种内外流一体飞行器高马赫数条件下非定常激波干扰流场与气动热预示方法。为解决内外流一体飞行器非定常流场与气动热准确预示问题，将非定常时间离散方法与低耗散的空间离散格式结合，形成数值仿真分析方法：1、采用延迟分离涡模拟(IDDES)方法对内外流一体飞行器干扰非定常流场特性进行数值模拟，获得相比时均方法更高精度的流场参数结果；2、采用二阶精度低耗散的通量分裂空间离散格式(LDFSS‑M)对内外流一体飞行器气动热趋势进行数值模拟，获得相比ASUM+和Roe格式更准确的表面热流分布趋势。
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公开(公告)号：CN117623794A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311513950.X
申请日：2023-11-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B35/83 , C04B35/58 , C04B35/622 , C04B35/626 , C04B41/89
Abstract: 本发明涉及一种抗激光辐照涂层设计方法，首先通过抗激光辐照涂层制备工艺攻关，实现陶瓷基体与金属层状涂层的结合，并给出并不同陶瓷样件对应的抗激光烧蚀涂层最佳成分。高熵‑硅基陶瓷/金属层状涂层下基体材料在静态激光加热功率3～5kW/cm2、辐照时间5～10s后仍保持热结构完整，抗激光烧蚀性能显著提高。
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公开(公告)号：CN116070538A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202211461757.1
申请日：2022-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06T17/00 , G06F17/12 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种基于三维弯曲激波干扰理论的干扰区壁面反演方法，包括：获得离散点参数：给定变激波角吻切流场乘波体的预设弯曲激波面，在对称面内将预设激波型线离散成若干离散点，获得对称面内流场每个离散点的当地激波角、马赫数、压力和膨胀波偏转角；确定流线方程：基于对称面内流场每个离散点的当地激波角、马赫数、压力和膨胀波偏转角，求解对称平内每个离散点对应的的流线方程；求解外锥流场；确定激波干扰区壁面：基于每个离散点的流线方程和外锥流场解，反设计生成激波干扰区壁面；确定CFD流场网格拓扑；建立CFD仿真模型；优化激波干扰区壁面。通过本发明反演设计方法给出唇口前缘干扰区型面优化方案，达到降低壁面热流的效果。
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公开(公告)号：CN115828418A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211448970.9
申请日：2022-11-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明发展基于二维弯曲特征线理论的强干扰区型面设计方法，包括：步骤(1)，获取预设激波形状；步骤(2)，获取流场数据i；步骤(3)，根据预设激波形状和流场数据i，确定壁面形状i；步骤(4)，根据壁面形状i执行流场仿真，得到流场数据i+1；步骤(5)，根据流场数据i+1和壁面形状i对应的流场参数，判断仿真激波形状i和预设激波形状的相似度是否达到要求；步骤(6)，如果达到要求，输出壁面形状i，如果未达到要求，则i＝i+1，并重新执行步骤(2)～(6)。由此填补我国在激波强干扰区飞行器外形反设计这一领域的技术空白，为未来高速飞行器气动热防护与强激波干扰气动热环境分析提供支持。
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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：CN118194502A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202311539057.4
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/12 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种防隔热与舱内系统一体化分析方法，涉及舱内热环境数值模拟技术领域，包括S1：建立和简化防隔热层与舱内系统三维几何模型，将飞行器舱内结构和设备简化获得多个单元控制体；S2：根据能量平衡关系，考虑单元控制体与相邻的单元控制体之间的传热量和自身发热量，建立每个单元控制体的能量平衡方程；S3：考虑传热影响，对每个单元控制体添加物性参数和边界条件；S4：基于上述步骤S2和S3，获得每一个单元控制体的能量平衡方程，求解联立所有能量平衡方程，获得每一个单元控制体随时间变化的温度。仅针对舱内设备局部热环境进行仿真分析，计算效率高。
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公开(公告)号：CN117875055A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410037292.X
申请日：2024-01-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 一种贮箱推进剂分布压力载荷计算和提取方法，包括：在贮箱截面上任意选取一点并建立一个直角坐标系；基于过载加速度与推进剂体积，获得推进剂气液界面与贮箱外围轮廓的交点坐标；选取贮箱外围轮廓与推进剂的一个交界点，建立压力求解三角形；通过海伦公式求解三角形面积，进而获得交界点到推进剂气液界面的垂直距离；依据压力求解公式，获得推进剂对贮箱壁面此交界点处的压力。本发明方法可以适应于任意外形的贮箱，辅助实际飞行器贮箱的设计与优化，节省实验成本和时间。
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