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公开(公告)号：CN117971708A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311841452.8
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F12/02 , G06F9/50 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F111/10 , G06F119/12
Abstract: 本发明提供一种超大网格耦合数值传热计算内存处理方法，该处理方法包括：建立外部数据库，外部数据库中包括热环境分布边界条件；将热环境分布边界条件按照时间顺序读入到程序中并存入一维数组变量中，建立起Q＝f(t)的离散时间点和热流关系；按照计算起止时间和时间步长，确定时间步，根据时间步和Q＝f(t)插值获得该任意时间步下的加热面热环境，并将每个时间步的热环境输出到外部数据文件中，存储在计算机硬盘上；在正式传热开始前将程序中与外部数据库相关的所有热环境边界条件变量销毁；基于外部数据文件中的每个时间步的热环境正式开启传热计算；沿时间步一直循环完成所有瞬态传热计算。本发明实现了超大网格结构传热数值计算，满足程序内存使用需求。
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公开(公告)号：CN117690525A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311606411.0
申请日：2023-11-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G16C60/00 , G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种不同预制体梯度型烧蚀材料高温热物性参数分析方法，采用理论分析+参数辨识+试验验证相结合的手段，建立较为可靠的不同预制体梯度型烧蚀材料高温热物性参数分析方法，通过开展多尺度结构模型分析及分层材料优化辨识相结合的手段，掌握不同编制方式梯度型烧蚀材料热物性参数随温度的变化规律，并经过试验验证，以达到提高梯度型烧蚀型热防护结构热响应预测精度的目的。
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公开(公告)号：CN111811768B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN201910289109.4
申请日：2019-04-11
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出恢复焓校测试验件及风洞热考核试验方法，包括设计恢复焓校测试验件并获取试验件关注部位的背温变化曲线；获得试验件表面热壁热流随壁焓的变化曲线，并通过线性拟合获得热壁热流计算公式；根据试验件表面实际恢复焓与设计的表面恢复焓H的差异可以获得喷管水冷吸热所造成的焓降影响量ΔH＝H‑hr；得到新的试验焓值newH＝2H‑hr；将喷管入口处的气流总焓调整到新的试验焓值newH，并开展风洞加热试验，确保考核件表面实际恢复焓达到设计状态。通过试验件来评估喷管水冷吸热所带来的焓降影响量，并依据此来设计正式考核的试验状态，达到使飞行器的热防护系统得到真实有效的考核。
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公开(公告)号：CN110879128B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201911152321.2
申请日：2019-11-22
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种前缘热流密度获取的试验模型和方法，包括风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M‑1个模块上孔的位置彼此交错。本发明通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。
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公开(公告)号：CN108303378B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201710270842.2
申请日：2017-04-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种防热瓦高温发射率测量试验装置及方法，包括防热瓦试件、光谱发射率测量系统、法向发射率测量系统、功率温度测量系统和处理单元。本发明实现了防热瓦高温发射率的测量，填补了国内在高温状态防热瓦发射率测量领域的空白，为实现更加准确的结构热防护设计和评估提供指导依据，具有很好的科学意义与工程应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109583067B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201811399016.9
申请日：2018-11-22
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该测量方法包括：步骤一，根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置；步骤二，在步骤一中确定的测温元件的安装位置处安装测温元件，将测温元件与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路；步骤三，根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在飞行器弹道参数变化缓慢的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据测温元件与温度测量系统完成测量传感器的设计。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中飞行器转捩位置测量复杂以及准确度差的技术问题。
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公开(公告)号：CN108304602B
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201710702846.3
申请日：2017-08-16
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法和装置，强制转捩装置设计方法包括：步骤一，在飞行条件最不容易转捩的状态下，根据飞行器前体进气道壁面的极限流线分布和高速飞行器的结构安装空间，确定强制转捩装置的安装位置以及强制转捩装置的第一展向宽度；步骤二，根据飞行器前体进气道壁面的流场参数确定强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax；步骤三，根据强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax，确定强制转捩装置的尺寸参数。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中强制转捩装置设计方法所设计出的转捩装置结构复杂且加工困难的技术问题。
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公开(公告)号：CN108304603A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710703407.4
申请日：2017-08-16
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明实施例公开的一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，涉及高速飞行器强制转捩装置验证技术，能够解决强制转捩装置验证难的问题。该方法在层流试验状态下，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，验证强制转捩装置转捩效果，该方法主要用于强制转捩装置验证。
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公开(公告)号：CN111458366B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202010304662.3
申请日：2020-04-17
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法，步骤如下：获得烧蚀热防护区域的气动热环境数据；制备烧蚀材料分层传感器；基于电弧风洞开展带分层温度/烧蚀传感器的平板热考核试验，获得试验条件下材料内部的温度以及热解厚度变化规律；开展考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识研究，获得动态气动加热条件下烧蚀材料热导率、比热容等热物性参数随温度的变化关系；根据得到辨识数据和得到的烧蚀热防护区域的气动热环境数据开展烧蚀热防护系统气动热/传热耦合分析。本发明能够有效解决烧蚀热防护系统的结构热响应精确评估难题。
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