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公开(公告)号：CN118484879A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410673308.6
申请日：2024-05-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种基于给定唇口的多级内外双乘波前体进气道设计方法，该方法实现了给定唇口型线条件下前体进气道的逆向设计，解决了现有技术中存在的唇口型线设计空间小的难题，满足了高速飞行器向宽域可调、多模块并联的发展需求。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术无法实现给定唇口的多级双乘波前体进气道设计的技术问题。
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公开(公告)号：CN110411707B
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN201910669217.4
申请日：2019-07-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法。该方法包括：利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1；根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据。由此，解决了地面风洞试验存在各类支撑干扰误差、飞行试验难以获得干扰量数据的问题。
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公开(公告)号：CN108760221B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201810549573.8
申请日：2018-05-31
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种风洞试验导流装置，该装置包括基座、导流组件、角度调整件和校测组件，待考核试验件设置在导流组件上，导流组件用于将风洞出风口处的气流平滑过渡到待考核试验件的表面，角度调整件用于调整待考核试验件的攻角以匹配设定的待考核试验件的热环境状态，校测组件用于测量待考核试验件所处的热环境状态以对待考核试验件的热环境状态进行校准，当校测组件所测量的热环境状态与设定的热环境状态不同时，风洞试验导流装置通过角度调整件调整待考核试验件的攻角以达到设定的待考核试验件的热环境状态。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法单独考核某一段舱体的技术问题。
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公开(公告)号：CN109367795A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811229915.4
申请日：2018-10-22
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器气动布局结构，飞行器头部即前体(1)设计为轴对称的椎体，在所述前体(1)的两侧安装进气道(2)，安装夹角(19)选取150°～180°，所述进气道(2)采用二元压缩进气道,按照“压缩激波系(18)封口”原则由斜激波理论关系式进行二元进气道型面设计。本发明雷达透波性能好，有足够的安装空间，提升了飞行器的升阻比。
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公开(公告)号：CN114291292B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202210019818.2
申请日：2022-01-10
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，首先根据总体方案设计所确定的分离马赫数和高度，开展一级飞行器的CFD数值计算，选取一级飞行器升力为负值对应的攻角作为分离攻角；其次设计一级飞行器和二级飞行器的相对位置，使得二级飞行器重力对一级飞行器力矩特性的影响和分离过程的气动干扰最小；然后根据分离攻角和马赫数范围内的一级、二级飞行器的激波系，开展匹配激波系的二级飞行器头部外形设计；最后采用数值计算方法确定一级、二级飞行器的升降舵预置舵偏角，使得一级飞行器和二级飞行器安全分离并且姿态变化范围较小。采用该方法设计的空天飞行器可完全依靠气动力的无约束无控安全分离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109900486B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910159506.X
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提出了一种带飞飞行器热态气动性能获取方法，基于界面划分的思想，将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面，以带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差作为带飞飞行器热态气动性能，解决了目前试验难以获取热态性能的难题。同时由风洞试验数据作为基准量保证了数据准确性，同时由CFD计算获取发动机界面和气动界面冷热态差而不是绝对量，避免了CFD计算与试验之间的系统偏差，保证了数据准确性。
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公开(公告)号：CN108301925A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710437431.8
申请日：2017-06-09
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其中，在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置。该机构解决爆炸螺栓分离机构方式不能用于风洞缩比模型的难题，实现了高超声速风洞开展进气道保护罩动态分离试验的能力。
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公开(公告)号：CN114291292A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202210019818.2
申请日：2022-01-10
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，首先根据总体方案设计所确定的分离马赫数和高度，开展一级飞行器的CFD数值计算，选取一级飞行器升力为负值对应的攻角作为分离攻角；其次设计一级飞行器和二级飞行器的相对位置，使得二级飞行器重力对一级飞行器力矩特性的影响和分离过程的气动干扰最小；然后根据分离攻角和马赫数范围内的一级、二级飞行器的激波系，开展匹配激波系的二级飞行器头部外形设计；最后采用数值计算方法确定一级、二级飞行器的升降舵预置舵偏角，使得一级飞行器和二级飞行器安全分离并且姿态变化范围较小。采用该方法设计的空天飞行器可完全依靠气动力的无约束无控安全分离。
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公开(公告)号：CN108301925B
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201710437431.8
申请日：2017-06-09
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其中，在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置。该机构解决爆炸螺栓分离机构方式不能用于风洞缩比模型的难题，实现了高超声速风洞开展进气道保护罩动态分离试验的能力。
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公开(公告)号：CN112874815A
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN202110311846.7
申请日：2021-03-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种两级飞行器被动式并联分离设计方法，两级入轨飞行器为一级飞行器和二级飞行器，连接于平行连杆分离机构的两端，在水平起飞至分离窗口期间一级飞行器和二级飞行器在连接机构的约束下相对位置固定，到达分离窗口后，连接机构解锁，在气动阻力和平行连杆分离机构约束的共同作用下，二级飞行器向后上方转动，到达预定分离角度后平行连杆分离机构与二级飞行器解锁，一级飞行器、二级飞行器都处于自由状态开始无约束分离过程。本发明解决了一二级外形融合设计与分离设计矛盾，实现完全依靠气动力的安全分离，分离方案简单可靠。
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