一种整流罩装置及旋转侧抛方法

    公开(公告)号:CN114777576A

    公开(公告)日:2022-07-22

    申请号:CN202210370033.X

    申请日:2022-04-08

    Abstract: 本申请公开了一种整流罩装置及旋转侧抛方法,涉及飞行器抛罩分离技术领域,整流罩装置包含整流罩本体和转动叉,整流罩本体包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面,飞行器舱体的外表面设置若干爆炸分离螺栓,整流罩的相应位置设置螺钉安装孔,若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓;转动叉的前端固定于整流罩本体的后端,转动叉的后端可转动连接飞行器舱体外表面;当爆炸分离螺栓分离且整流罩本体在气动分离作用面的作用下绕转动叉后端旋转至设定角度时,整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离。本申请的整流罩装置及旋转侧抛方法无须加装动力装置,巧妙利用空气流动的气动力,实现了整流罩分离,装置简单,设备成本低。

    高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法

    公开(公告)号:CN110456810B

    公开(公告)日:2022-04-12

    申请号:CN201910702368.5

    申请日:2019-07-31

    Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法,涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向,高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括:根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用,确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻,特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1,t0<t01<t1;根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离,确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。

    基于相变储热的高温隔热罩和飞行器喷管组件

    公开(公告)号:CN114750984A

    公开(公告)日:2022-07-15

    申请号:CN202210374698.8

    申请日:2022-04-11

    Abstract: 本申请涉及一种基于相变储热的高温隔热罩和飞行器喷管组件,涉及航天飞行器设计技术领域,高温隔热罩包括沿喷管至舱段依次分布且相连的气凝胶层和相变储热封装层,相变储热封装层包括封装壳和相变储能材料,封装壳内具有容置腔;相变储能材料填充于容置腔内;以及,气凝胶层的厚度被适配成:喷管的热源经过气凝胶层隔热后,传递至相变储热封装层的热量达到相变储能材料的相转变温度。飞行器喷管组件包括喷管和舱段,舱段与喷管之间形成有隔热空间;高温隔热罩设于隔热空间内。气凝胶层将喷管产生的大量热量隔离阻挡,相变储能材料吸热储能,大幅度降低进入舱段内部的热量,改善舱段内部重要单机工作环境,实现飞行器长时间稳定工作。

    高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法

    公开(公告)号:CN110456810A

    公开(公告)日:2019-11-15

    申请号:CN201910702368.5

    申请日:2019-07-31

    Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法,涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向,高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括:根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用,确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻,特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1,t0<t01<t1;根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离,确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。

    一种高升力特性栅格翼
    10.
    发明公开

    公开(公告)号:CN109606624A

    公开(公告)日:2019-04-12

    申请号:CN201811639979.1

    申请日:2018-12-29

    Abstract: 本发明公开了一种高升力特性栅格翼,包括:框体,框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面,后缘面竖直设置,后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定;多个栅格,栅格设置于框体内部且用于连接前缘面和后缘面,栅格的两端分别与前缘面和后缘面平齐,涉及气动布局设计技术领域。本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定,在格宽弦长比大的部分,跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失,减轻壅塞现象,并在低马赫数下减少栅格间的激波反射;在高马赫数下,栅格间激波反射较少,格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面,增大了升力,提高飞行器飞行稳定性;另一方面,由于前缘存在后掠,正激波变为斜激波,可以有效减阻。

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