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公开(公告)号：CN105235919B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510632793.3
申请日：2015-09-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种飞行器导焰结构，该结构位于发动机的进气道尾喷管后面，在发动机进气道尾喷管后面存在一个过渡段，过渡段用于导焰结构与机身相连。过渡段由第一连接件和第二连接件组成，第一连接件与机身连接之间填充了耐高温的隔热毡；第一连接件与第二连接件之间在对接处设有凹槽，凹槽内置密封件，密封件由内向外由高温棉、高温金属制成的柔性弹簧和包裹的陶瓷纤维布组成，密封件与凹槽之间填充密封胶；在第一连接件和第二连接件之间还设有一层陶瓷纤维布；第二连接件与导焰槽连接，导焰槽采用耐高温的C/C复合材料制成，并且在导焰槽内部设有分流结构，发动机喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段，再通过导焰槽内部的分流结构进行分流，从导焰槽外部两侧喷出。
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公开(公告)号：CN115495844A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211049082.X
申请日：2022-08-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种连接结构刚度精细化建模方法，包括获取连接结构接触面的分形维数D和分形粗糙度G；基于D、G和接触面上微凸体的最大接触面积aL建立接触面法向总载荷P的表达式；获取接触面法向总载荷P的值，根据P的表达式得到aL；建立连接刚度Kn的表达式，aL代入连接刚度Kn的表达式中，得到连接结构刚度。本发明提高了连接结构刚度的计算精度，特别适用于机械系统中的预紧连接结构。
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公开(公告)号：CN107891979B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201710901374.4
申请日：2017-09-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器可调节增稳装置，该装置包括第一尾裙和第二尾裙、第一轴套、第二轴套、中心轴，第一尾裙和第二尾裙均由部分重叠的多个鳞片围绕而成，第一尾裙的鳞片与飞行器尾端活动连接，绕飞行器围成一周，每个第一尾裙的鳞片通过骨架与第一轴套连接；第二尾裙的鳞片沿飞行器轴向与第一尾裙的鳞片尾端活动连接，每个第二尾裙的鳞片通过骨架与第二轴套连接；第一轴套和第二轴套沿飞行器轴向依次套在中心轴上，沿中心轴自由移动改变第一尾裙和第二尾裙的张角，从而调节高超声速飞行器的飞行稳定度。
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公开(公告)号：CN111003160A
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201911193605.6
申请日：2019-11-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，包括中心体、机翼、两个可变翼梢小翼以及位于机翼下表面后端的两片单向Flap舵；中心体安装在机翼上，为飞行器的有效载荷提供安装空间；机翼用于为飞行器提供升力，实现飞行器在大气层内的长距离飞行；机翼后段两侧安装有可变翼梢小翼，为飞行器提供各类飞行状态下的航向静稳定性；单向Flap舵为飞行器提供俯仰与滚转控制能力。本发明在不同飞行状态下满足飞行器对航向稳定性、敏捷性的不同要求；同时，在保证飞行器在全飞行剖面具备航向稳定的条件下提高飞行器的气动效率。
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公开(公告)号：CN119527578A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411647344.1
申请日：2024-11-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/22
Abstract: 一种用于落点控制的大尺度堵盖，属于飞行器控制技术领域，包括：堵盖本体；伸缩翼控制器，位于堵盖本体上，用于通过控制调节伸缩翼的伸出翼面大小控制堵盖压心，实现静稳定，同时，通过调节两侧的伸缩翼的伸出翼面大小抑制堵盖本体侧向干扰产生的滚转；伸缩翼，设有至少两个，位于堵盖本体后缘两侧，呈对称分布。本发明通过在堵盖后缘增加两片可伸缩翼面，实现堵盖压心控制，进而实现堵盖静稳定度控制，有效提高堵盖残骸精准控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117473784A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311583622.7
申请日：2023-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈海鹏 , 雷建长 , 雍颖琼 , 马梦颖 , 贾晓璇 , 钟杰华 , 许元男 , 张升升 , 顾祥玉 , 史锐 , 宗凯 , 李广良 , 王鑫蔚 , 喻海川 , 高伟凯 , 董晓琳
IPC: G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 针对当前可靠性试验验证存在要求子样数量多、成本高、周期长等难题，提出基于改进一次二阶矩方法的结构件可靠性试验验证方法，弥补了当前基于改进一次二阶矩方法的结构件可靠性验证均是仿真验证的不足。本发明公开一种面向概率结构件的小样本可靠性试验验证方法，包括：S1、根据试验测试寻找到失效等值面，根据失效等值面，计算得出最可能失效点MPP点的方向；S2、通过获取的坐标原点到最可能失效点MPP点的方向，按一定加载步长加载载荷直至结构件满足位移/应变许用值，得到结构件真实MPP点，根据改进一次二阶矩方法原理反算结构件真实可靠性。
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公开(公告)号：CN105235919A
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201510632793.3
申请日：2015-09-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种飞行器导焰结构，该结构位于发动机的进气道尾喷管后面，在发动机进气道尾喷管后面存在一个过渡段，过渡段用于导焰结构与机身相连。过渡段由第一连接件和第二连接件组成，第一连接件与机身连接之间填充了耐高温的隔热毡；第一连接件与第二连接件之间在对接处设有凹槽，凹槽内置密封件，密封件由内向外由高温棉、高温金属制成的柔性弹簧和包裹的陶瓷纤维布组成，密封件与凹槽之间填充密封胶；在第一连接件和第二连接件之间还设有一层陶瓷纤维布；第二连接件与导焰槽连接，导焰槽采用耐高温的C/C复合材料制成，并且在导焰槽内部设有分流结构，发动机喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段，再通过导焰槽内部的分流结构进行分流，从导焰槽外部两侧喷出。
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公开(公告)号：CN119515142A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411521826.2
申请日：2024-10-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06Q10/0639 , G06F17/16 , G06F17/10
Abstract: 一种从任务链路和应用场景出发的效能评估方法，包括：构建飞行器任务链路，确定对任务链路进行效能计算的角度；从时间链、精度链、效费比链的不同角度对飞行器任务链路的效能进行计算；对飞行器时间链进行分析并计算其效能，时间链指飞行器完成任务所需要花费的时间；对飞行器精度链进行分析并计算其效能，精度链指飞行器完成任务过程中各关键环节的精度；对飞行器效费比链进行分析并计算其效能；效费比链综合考虑了飞行器完成任务的综合效能和所需要付出的成本或占用的资源；计算飞行器完成整个任务链路的效能，完成效能评估。本发明解决现有技术中效能评估方法偏静态、不能同时考虑任务链路宏观性能指标和飞行器性能指标等问题。
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公开(公告)号：CN117648178A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311558641.4
申请日：2023-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 佘啸宇 , 彭健 , 吕殿君 , 俞启东 , 王宇航 , 费王华 , 马梦颖 , 宗凯 , 廖馨 , 李天任 , 陈克钦 , 黄艳茹 , 朱佳琳 , 钟杰华 , 贾晓璇 , 雍颖琼 , 李广良
Abstract: 本发明公开了一种高算力异构智能计算平台，包括：CPU模组、FPGA模组、DSP模组、NPU模组和接口底板；其中，CPU模组、FPGA模组和DSP模组分别通过单独的连接器扣在接口底板上，NPU模组通过PCIE软排线与接口底板相连。本发明所述的高算力异构智能计算平台，将CPU、NPU、DSP和FPGA四种类型的核心芯片进行异构融合，通过构建多核异构平台，形成通用计算资源中心，完成CPU、NPU、FPGA与DSP计算资源的统一调配，适用于无人飞行器在任务过程中的全流程控制。
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公开(公告)号：CN115649420A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211352280.3
申请日：2022-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种新型自主变形蒙皮，包括复合点阵微结构、连接片、表面弹性体和驱动电机；所述复合点阵结构包括交替排布成行的至少一层零泊松比点阵结构和至少一层波纹点阵结构；所述连接片桥连各层点阵结构；所述表面弹性体覆着于复合点阵微结构和连接片表面；所述驱动电机固定于机翼根部，通过电源控制作动驱动，带动蒙皮结构收缩或伸展。本发明自主变形蒙皮，通过“复合点阵结构+形状记忆聚合物复合材料应激变形+3D打印”，实现变形蒙皮结构的精细、快速制造，同时通过“压电驱动主驱动力+波纹点阵结构自主变形副驱动力”模式，消除蒙皮内部结构作为负载降低驱动效能的问题，实现变形蒙皮的结构高效驱动。
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