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公开(公告)号：CN117469029A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202310726713.5
申请日：2023-06-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种异型分腔耐压供给贮箱结构及其设计方法，涉及主动热防护技术领域。该异型分腔耐压供给贮箱结构，包括储存液态工质的贮箱体和连接在贮箱体一侧的用于对液态工质进行收集和排出的集液排液体，所述集液排液体一侧设置有与其内部相连通的注液/排液口，并通过进气口连接驱动部件，驱动部件通过进气口将一定压力的气体引入到各个贮液腔内部，带压气体驱动液态工质到集液排液体的内部进行排出，高效可靠地存储和输运液态冷却工质，从而稳定地为主动冷却系统供应工质，不采用球状贮箱等结构，可以提高空间利用率，满足高集成度飞行器的设计要求，同时设置加强筋可以实现提高飞行器内空间狭小、扁平、异型空间设计的贮箱的承载能力。
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公开(公告)号：CN115828411A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211249482.5
申请日：2022-10-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种基于三维流场边界层特征参数数据库的锥身转捩预示方法，该方法通过建立转捩数据库，实现对飞行器复杂区域转捩流动的快速判断，满足飞行器工程设计的实际需求。本发明实现对飞行器复杂流动区域转捩的快速判定，满足工程设计需求，可以获得飞行器三维转捩阵面，有助于深入认识飞行器表面的转捩发展过程。
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公开(公告)号：CN107958206B
公开(公告)日：2021-02-09
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：CN117288801A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311047627.8
申请日：2023-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种铺层工艺复合材料温度与烧蚀测试结构，通过光纤螺旋式穿越铺层材料的结构设计，实现了铺层工艺复合材料厚度方向密集温度、烧蚀测点的布置，解决了复合材料厚度方向温度、烧蚀高精度测量的难题。
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公开(公告)号：CN117284468A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311176333.5
申请日：2023-09-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B64C1/38
Abstract: 一种减小局部传热恶化效应的发汗冷却平板，包括多孔层、工质层、实体层、工质入口结构；由空气流场往内依次为多孔层、工质层、实体层和工质入口结构，其中多孔层为多孔结构，冷却工质在驱动压力的作用下由工质层向多孔层流动，并进一步注入到空气流场中；工质层为空腔结构，用于临时存储冷却工质，工质层中的冷却工质从工质入口结构中注入；实体层为实体结构，主要起承力作用及防止冷却工质进入飞行器舱内；所述工质入口结构位于平板的中间部位或空气流动方向靠前部位。本发明能够大幅降低平板、舱段蒙皮等的局部传热恶化效应，大幅提升发汗冷却平板、蒙皮工作的可靠性，从而实现高效的冷却。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111832159B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202010581783.2
申请日：2020-06-23
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明一种基于飞行试验数据的边界层转捩阵面动态演化过程确定方法，(1)将高超声速飞行器表面测点上安装的传感器输出的原始测量结果，转化为飞行器表面测点位置处的热流或温度信息，过滤掉异常的测点信息，得到可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息；(2)根据可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息，得到各个测点发生转捩的时刻；(3)对任意一时刻，根据得到的各个测点发生转捩的时刻，判断该时刻各个测点是否发生转捩；(4)在转捩测量时间窗口内，选取多个时刻点，对每个时刻点，获得该时刻的转捩阵面图像。(5)将步骤(3)获得的各个时刻的转捩阵面图像，按飞行时序装订为动画，获得转捩阵面动态演化过程，从而得到各时刻飞行器表面的转捩区域。
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公开(公告)号：CN111924089B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202010600411.X
申请日：2020-06-28
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。
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公开(公告)号：CN111924089A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010600411.X
申请日：2020-06-28
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。
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公开(公告)号：CN110626519A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910791669.X
申请日：2019-08-26
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: 本发明提供了一种降低对流动转捩影响的飞行器表面缺陷尺度控制方法，首先利用理论分析手段或地面试验手段对飞行器开展流动转捩研究，得出满足边界层转捩不受影响的表面缺陷尺度的约束范围；然后针对产生缺陷的部段开展气动加热、结构温度场和变形场联合仿真分析，从结构变形计算结果中提取得到飞行过程中产生缺陷的各部段热变形量数据；最后利用初始缺陷尺度抵消热变形量的策略，根据约束范围和热变形量数据设计初始应加工的缺陷尺度，确保飞行过程中实际缺陷尺度满足约束范围。本发明可以合理且有效的控制飞行器表面缺陷尺度，降低其诱发表面提前转捩的可能，确保飞行器热防护系统可靠工作。
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公开(公告)号：CN114152358B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202111310665.9
申请日：2021-11-04
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明适用于测量装置领域，提供了一种复合端头的测量装置及成型工艺，包括：第一端部，容置有测量器，所述测量器设置于所述第一端部的头部；第二端部，设置于所述第一端部的一侧，支撑所述所述第一端部，并具有供所述测量器所连接的导向通过的过孔；防热被，覆盖所述第一端部，并与所述第一端部一体连接，以覆盖所述测量器。
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