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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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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：CN110334410A
公开(公告)日：2019-10-15
申请号：CN201910515328.X
申请日：2019-06-14
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。
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公开(公告)号：CN110207938A
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201910515315.2
申请日：2019-06-14
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，包括：设计通气模型测力装置：通气模型；测量天平，设置在通气模型内，用于测量通气模型的气动力性能；基座；尾支杆，以尾支撑方式实现对通气模型的支撑，其一端设置在基座上，另一端与测量天平相连接，且尾支杆与通气模型内壁不接触；热气流阻挡组件，设置在尾支杆和通气模型内壁之间，使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，用于减小通气模型尾部进入的热气流在通气模型内的流动速度；将通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。本发明测力方法能够解决现有技术中常规风洞由于无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，导致模型测力不准等技术问题。
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公开(公告)号：CN110334410B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN201910515328.X
申请日：2019-06-14
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110426175A
公开(公告)日：2019-11-08
申请号：CN201910515757.7
申请日：2019-06-14
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，装置包括通气模型、测量天平、基座、尾支杆和热气流阻挡组件，述测量天平设置在通气模型内，测量天平用于测量通气模型的气动力性能；尾支杆以尾支撑方式实现对通气模型的支撑，其中，尾支杆的一端设置在基座上，尾支杆的另一端与测量天平相连接，且尾支杆与通气模型内壁不接触；热气流阻挡组件设置在尾支杆和通气模型内壁之间，且使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，热气流阻挡组件用于减小通气模型尾部进入的热气流在通气模型内的流动速度。本发明测力装置能够解决现有技术中常规风洞由于无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，导致模型测力不准等技术问题。
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公开(公告)号：CN109900486A
公开(公告)日：2019-06-18
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：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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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：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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