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公开(公告)号：CN105464839A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201410513227.6
申请日：2014-09-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 杨若丽 , 朱广生 , 张凤立 , 陈红波 , 高波 , 陈瑛 , 张延瑞 , 高雅 , 靳佳波 , 陈志会 , 顾胜 , 宁雷 , 郑浩 , 廖锡广 , 葛欣 , 闫海建 , 傅丹
Abstract: 本发明涉及防隔热结构技术领域，具体涉及一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置，目的是解决热发射火箭尾舱容易受到发动机火焰起飞段后效反卷及长时热辐射的破坏性影响的问题。其特征在于，它整体为圆环状结构，在圆环状结构上设置有内剪边、外剪边和波纹结构；内剪边位于圆环状结构最内侧，内剪边与火箭发动机喷管法兰固定连接；波纹结构位于内剪边的外侧；外剪边位于波纹结构外侧，外剪边与火箭尾舱下端面固定连接；内剪边用于与火箭发动机紧密贴合，外剪边用于与火箭尾舱紧密贴合，波纹结构用于为火箭发动机的摆动提供空间。本发明不仅完成了对摆动的发动机喷管进行柔性补偿，还实现整体防辐射热、防火焰回流烧蚀的功能，具有良好的综合性能。
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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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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：CN117216947A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311033080.6
申请日：2023-08-16
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法及系统，该方法包括：获取惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征；获取非惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征；获取火箭加速飞行的修正系数；修正最大合成攻角下的惯性系仿真的脉动压力特征；该方法在运载火箭选型优化阶段，或取消脉动压力风洞试验的情况下，能充分发挥数值仿真的优势，高效可靠完成运载火箭脉动压力参数设计，适应型号的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113212812B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110477749.5
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 陈曦 , 龙中权 , 叶志鹏 , 齐欢 , 张子剑 , 张俊楠 , 任牧原 , 李敬业 , 唐昭 , 王筱宇 , 石佳 , 朱勇 , 高波 , 赵晓利 , 杨若丽 , 杨勇 , 王晓明 , 梁浩 , 曾霞 , 阮征
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭自脱落式雷电防护导流条，包括导流条主体、过渡结构、搭接结构、喷涂层；所述导流条主体、过渡结构、搭接结构厚度相同、粘接在固体火箭头罩防热层上，且粘结面与所述防热层共型；至少四条导流条主体沿头罩周向均匀布置，每条导流条主体一端与头罩顶点之间留有距离，另一端依次布置过渡结构和搭接结构；导流条主体与过渡结构之间，过渡结构与搭接结构之间留有间隙，间隙内通过防静电涂料填缝；所述搭接结构端面与壳体基体的对接面之间通过喷涂层连接。
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公开(公告)号：CN110321580A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910196659.1
申请日：2019-03-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种基于基于模型的系统工程(Model-Based Systems Engineering，以下简称MBSE)的顶层系统设计方案验证、优化和评估方法，本发明涉及一种基于MBSE的顶层系统设计方案验证、优化和评估方法，依据以某飞行器为代表的复杂产品顶层系统设计方案设计与分析的需求，结合基于模型的系统工程理论，提出了顶层系统设计方案验证、优化和评估方法。本发明的主要特点是运用SysML以图形化模型描述顶层系统，设计方案形象直观，系统结构和功能清晰明确，并将SysML模型按规则转换为Petri网模型进行仿真评估并优化，评估方法动态有效。
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公开(公告)号：CN105464839B
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201410513227.6
申请日：2014-09-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 杨若丽 , 朱广生 , 张凤立 , 陈红波 , 高波 , 陈瑛 , 张延瑞 , 高雅 , 靳佳波 , 陈志会 , 顾胜 , 宁雷 , 郑浩 , 廖锡广 , 葛欣 , 闫海建 , 傅丹
Abstract: 本发明涉及防隔热结构技术领域，具体涉及一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置，目的是解决热发射火箭尾舱容易受到发动机火焰起飞段后效反卷及长时热辐射的破坏性影响的问题。其特征在于，它整体为圆环状结构，在圆环状结构上设置有内剪边、外剪边和波纹结构；内剪边位于圆环状结构最内侧，内剪边与火箭发动机喷管法兰固定连接；波纹结构位于内剪边的外侧；外剪边位于波纹结构外侧，外剪边与火箭尾舱下端面固定连接；内剪边用于与火箭发动机紧密贴合，外剪边用于与火箭尾舱紧密贴合，波纹结构用于为火箭发动机的摆动提供空间。本发明不仅完成了对摆动的发动机喷管进行柔性补偿，还实现整体防辐射热、防火焰回流烧蚀的功能，具有良好的综合性能。
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公开(公告)号：CN119538417A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411896155.8
申请日：2024-12-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种基于延伸喷管使用剖面动作链路的气动载荷设计方法，包括：根据延伸喷管使用的预设动作链路，得到气动载荷剖面；对气动载荷剖面开展气动载荷设计得到气动载荷条件。本发明能够全面辨识分析各使用剖面的气动载荷，弥补了延伸喷管气动载荷设计的不足。
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公开(公告)号：CN119337511A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411896154.3
申请日：2024-12-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种外露大喷管布局构型的增量式气动特性设计方法，包括：获取喷管0°摆角基础气动数据；获取喷管俯仰摆动状态的气动数据和喷管偏航摆动状态的气动数据；根据喷管0°摆角基础气动数据和喷管俯仰摆动状态的气动数据得到俯仰摆动气动数据差量；根据喷管0°摆角基础气动数据和喷管偏航摆动状态的气动数据得到偏航摆动气动数据差量；根据喷管0°摆角基础气动数据、俯仰摆动气动数据差量和偏航摆动气动数据差量得到喷管全周向摆动状态的气动数据。本发明解决了气动特性设计中无法考虑喷管影响的问题，高效可靠完成了大喷管布局构型的气动特性设计。
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