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公开(公告)号：CN119272422B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411812399.3
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，涉及多级火箭发动机装置的技术领域。本发明针对多极火箭级间热分离建压过程中存在的喷管侧向干扰现象，克服现有设计方法中必须依赖非定常流场仿真和地面试验获取喷管侧向干扰力及力矩特性的瓶颈，提出一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算，提高了设计效率，支撑了型号对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
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公开(公告)号：CN119227585B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411719294.3
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及火箭级间分离建压过程平均压力的天地一致性评估方法：针对火箭级间分离建压过程，计算发动机飞行试验状态的温度上升段和温度平稳段的压力上升速度；在确定的爆轰气体产物总焓条件下，出口段流量与总焓的乘积接近飞行试验状态，得到试验所需的出口流量；根据该出口流量，评估火箭发动机地面模拟装置建压过程压力上升速度，确认地面模拟装置的压力上升过程与飞行试验状态的差异在工程应用偏差要求内；评估地面模拟装置工作环境；评估地面模拟装置建压过程压力上升速度相比飞行试验状态的过考核程度。实现了地面试验方案中内部环境和外部环境的飞行状态等效模拟，使地面试验能合理验证多级火箭飞行试验中级间热分离的真实建压过程。
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公开(公告)号：CN115219792A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210910205.8
申请日：2022-07-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 陈曦 , 龙中权 , 叶志鹏 , 齐欢 , 任牧原 , 袁乾臣 , 唐昭 , 王鹏 , 王筱宇 , 高云逸 , 王大锐 , 沈治 , 洪蓓 , 杨秀山 , 张昊 , 张洪源 , 梁浩 , 杨勇 , 杨亮 , 和枫
IPC: G01R27/08
Abstract: 本发明涉及一种碳纤维复合材料非线性电导率测量装置，包括：样品夹具、电极支撑板、绝缘板、结构支撑环、第一紧固件、第二紧固件；结构支撑环通过第二紧固件固定安装电极支撑板，电极支撑板和结构支撑环之间设置绝缘板；两组电极支撑板、绝缘板、结构支撑环之间通过若干塑料圆管分开距离，各塑料圆管沿周向均匀分布；第一紧固件分别穿过塑料圆管，固定两侧的绝缘板和结构支撑环；样品夹具分别安装在电极支撑板的中心孔中，用于夹持被测碳纤维样品。本发明用于为碳纤维复合材料的雷电防护和脉冲功率设备应用提供相应的材料数据。
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公开(公告)号：CN119598613A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202510142356.7
申请日：2025-02-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种飞行器及整流罩分离过程非定常流动与接触耦合仿真方法，包括建立多体动力学仿真模型、非定常流动仿真模型和虚拟变形边界网格自适应模型；执行非定常流动仿真，确定部件受到的气动力和相对质心的气动力矩；执行多体动力学仿真，确定动力学数据；在非定常流动仿真模型中，根据动力学数据计算网格节点坐标，如果虚拟变形物面与临近固壁接触，则根据虚拟变形边界网格自适应模型，确定虚拟变形物面中虚拟变形边界的坐标和实际刚体边界的坐标，进而计算非定常流动仿真模型中空间网格节点的位置。实现了无需人为处理的带有接触过程的气动分离仿真，提高了仿真建模的效率，支撑了工程研制对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
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公开(公告)号：CN119150759B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411666939.1
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，属于试验技术领域；根据质量及能量守恒方程，建立#imgabs0#与流动参数之间的初始对应关系；获取#imgabs1#与流动参数之间的进阶对应关系；建立#imgabs2#和#imgabs3#的计算公式；建立爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程；根据爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程，求解其中的未知参数，按照求解结果对参数进行调整，实现采用爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧产生的喷流效果；本发明通过调制爆炸激波管的初始参数，实现在模拟发动机工作的过程中，对级间段内不同位置处的脉动压力作用效果实现等效。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119475571A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512747.5
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 何巍 , 潘忠文 , 宁雷 , 张子剑 , 刘帅帅 , 刘伟 , 牟宇 , 高利军 , 张静 , 高波 , 戴婷婷 , 闫奕含 , 王晓雷 , 马上 , 周程林 , 李宁 , 沈治 , 董晓彬 , 石宝兰 , 张艳玲 , 曹长强 , 武玉玉
Abstract: 一种基于飞行模态识别需求的传感器布置方法，根据飞行模态参数辨识需求，分析所需要的传感器各类信息、待辨识的参数类型，根据分析所得内容设置传感器及对应安装位置，针对无助推固体运载火箭一阶梁模态，通过箭上传感器布置方案实现根据辨识需求设计传感器布置的目的，用于提供准确、高质量的飞行遥测数据。
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公开(公告)号：CN119358143A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411503901.2
申请日：2024-10-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F18/25 , G06F18/213 , G06N3/0442 , G06F123/02
Abstract: 本发明公开了一种基于数据融合的火箭脉动压力预测方法，属于气动技术领域。该方法首先基于飞行剖面各工况，获取缩比模型的风洞试验数据、仿真数据及对应的试验特征数据、仿真特征数据；其次构造长短期记忆神经网络，以活性子空间向量对仿真条件的映射关系作为神经网络输入层向中间层第一层的映射，形成基于仿真脉动压力数据预测试验脉动压力数据的模型；获取全尺寸火箭的仿真数据并输入至模型中，预测出火箭飞行试验压力时序数据。通过本发明的应用，提高神经网络的物理约束性、可解释性并提高模型置信度，能够更准确预测火箭实际飞行的脉动压力，有利于提高火箭飞行安全性。
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公开(公告)号：CN119227584A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411709479.6
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F18/241 , F42B15/36 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种火箭级间分离大范围部件机动的高动态流场仿真方法，包括：生成部件表面网格，对各区域网格单元进行运动类型标签赋值，设置每个虚拟边界对应的打开时间；完成仿真控制参数设置，启动流动仿真；遍历每个虚拟边界对应的打开时间，确定当前计算时间步上虚拟边界上的通量；根据当前计算时间步上虚拟边界上的通量，计算下一时间步上的单元内物理量，积分出作用于各个部件的气动力和力矩，并计算下一时间步各个部件的质心平移位置和绕其主惯性轴的转动；确定计算域中各类运动类型区域内网格单元的节点位置，完成网格运动和网格变形。解决了网格变形动网格存在的网格变形过程计算量大、鲁棒性不足、边界条件类型随时间切换的难题。
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公开(公告)号：CN119227584B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411709479.6
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F18/241 , F42B15/36 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种火箭级间分离大范围部件机动的高动态流场仿真方法，包括：生成部件表面网格，对各区域网格单元进行运动类型标签赋值，设置每个虚拟边界对应的打开时间；完成仿真控制参数设置，启动流动仿真；遍历每个虚拟边界对应的打开时间，确定当前计算时间步上虚拟边界上的通量；根据当前计算时间步上虚拟边界上的通量，计算下一时间步上的单元内物理量，积分出作用于各个部件的气动力和力矩，并计算下一时间步各个部件的质心平移位置和绕其主惯性轴的转动；确定计算域中各类运动类型区域内网格单元的节点位置，完成网格运动和网格变形。解决了网格变形动网格存在的网格变形过程计算量大、鲁棒性不足、边界条件类型随时间切换的难题。
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公开(公告)号：CN119227585A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411719294.3
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及火箭级间分离建压过程平均压力的天地一致性评估方法：针对火箭级间分离建压过程，计算发动机飞行试验状态的温度上升段和温度平稳段的压力上升速度；在确定的爆轰气体产物总焓条件下，出口段流量与总焓的乘积接近飞行试验状态，得到试验所需的出口流量；根据该出口流量，评估火箭发动机地面模拟装置建压过程压力上升速度，确认地面模拟装置的压力上升过程与飞行试验状态的差异在工程应用偏差要求内；评估地面模拟装置工作环境；评估地面模拟装置建压过程压力上升速度相比飞行试验状态的过考核程度。实现了地面试验方案中内部环境和外部环境的飞行状态等效模拟，使地面试验能合理验证多级火箭飞行试验中级间热分离的真实建压过程。
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