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公开(公告)号：CN109918765B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN201910159395.2
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，涉及一种考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的计算方法，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。该方法首先分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合计算需要考虑的换热机制；再考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合计算，最后判断辐射、对流换热、热传导、设备自身发热对关注部件升温的贡献，分析舱内关注部件的温升机理，该方法主要用于高速飞行器舱内热环境耦合精细分析。
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公开(公告)号：CN111207903A
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN202010137611.6
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及转捩测量技术领域，公开了一种适用于亚跨超音速风洞的转捩测量方法。该方法包括：根据试验需求确定飞行器试验模型的转捩测量区域；在飞行器试验模型的转捩测量区域上喷涂隔热涂层；对喷涂有隔热涂层的飞行器试验模型进行整体加热以使飞行器试验模型整体达到预定温度；在来流恒定的情况下，针对不同试验条件对转捩测量区域的表面温度变化进行图像采集，获得不同试验条件下的温度图像；根据温度图像获得转捩测量区域的表面温度变化曲线；根据表面温度变化曲线确定转捩测量区域中的转捩位置。由此，可以直接通过转捩测量区域的表面温度判定转捩，具有误差小易实现的优点，为后续飞行器的转捩测量奠定了基础。
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公开(公告)号：CN110727991A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910855437.6
申请日：2019-09-11
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内统一热管理的设计方法，首先分析舱体所处的高温环境，找到舱内环境热的源头，确定高温热源温度；再明确舱内部件的耐温极限，设计热量传递路径；然后分析每个部件温度的影响因素及规律，确定每个部件的降温措施；最后在满足舱体和部件耐温极限的要求下，优化防热层/隔热层厚度，实现防热层/隔热层+空气总厚度最小、舱内有效空间最大。本发明充分利用结构舱体、设备热沉及部件最大耐热能力，解决“舱内空间利用最大化、结构轻量化”的问题。
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公开(公告)号：CN108304599B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710669058.9
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器翼舵前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、翼舵前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
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公开(公告)号：CN108304595B
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN201710306477.6
申请日：2017-05-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析方法，涉及高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析技术，能够解决半封闭的复杂干扰区气动加热/多部件辐射干扰/三维传热分析结果的精度和效率不能兼顾的问题。该方法首先生成关注部位的气动加热网格，再利用气动加热网格开展气动加热分析，开展不同壁温下的对流热流分析，获取高壁温下的对流热流数据库，又生成考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热分析网格，最后利用所述的三维传热分析网格开展考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热计算，该方法主要用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109632886B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201811515219.X
申请日：2018-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01N25/72
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法，主要采用高温热源壁面模拟件和石英灯加热器模拟飞行器舱内热环境，试验方法首先规定了调试试验、正式试验的试验模型及相关要求，再采用闭环温控调试确定来自舱外能量的方法、利用开环定功率加热+设备工作开展正式试验的方法，最后依据试验结果判断舱内设备是否通过高温热环境的考核。该方法主要用于高速飞行器舱内有高温发热源的精细热考核试验。
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公开(公告)号：CN108332933B
公开(公告)日：2019-03-05
申请号：CN201711163054.X
申请日：2017-11-21
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开一种热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置，调节固定装置包括转接工装，通过攻角调节块与底座的前端固定连接且其与超声速喷射器的喷管固定连接；试验件安装工装后部底面与底座固定连接；导流工装固定连接于试验件安装工装与底座的中前部之间；试验件固定连接于试验件安装工装中前部顶面；试验件安装工装后部顶面与诱导激波工装固定连接；诱导激波工装前缘半径、后掠角、侧压角，试验件安装工装攻角，攻角调节块夹角尺寸和诱导激波工装与试验件之间缝隙尺寸共同实现试验过程中试验件表面流场状态的形成；导流工装用于对受喷管冷却影响的边界层低能流体进行导流。本发明可实现小功率风洞对局部高状态热环境模拟。
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公开(公告)号：CN108332933A
公开(公告)日：2018-07-27
申请号：CN201711163054.X
申请日：2017-11-21
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/00
CPC classification number: G01M9/00
Abstract: 本发明公开一种热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置，调节固定装置包括转接工装，通过攻角调节块与底座的前端固定连接且其与超声速喷射器的喷管固定连接；试验件安装工装后部底面与底座固定连接；导流工装固定连接于试验件安装工装与底座的中前部之间；试验件固定连接于试验件安装工装中前部顶面；试验件安装工装后部顶面与诱导激波工装固定连接；诱导激波工装前缘半径、后掠角、侧压角，试验件安装工装攻角，攻角调节块夹角尺寸和诱导激波工装与试验件之间缝隙尺寸共同实现试验过程中试验件表面流场状态的形成；导流工装用于对受喷管冷却影响的边界层低能流体进行导流。本发明可实现小功率风洞对局部高状态热环境模拟。
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公开(公告)号：CN108304599A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669058.9
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器翼舵前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、翼舵前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
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公开(公告)号：CN108304598A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669033.9
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器强制转捩装置及设计方法，通过确定转捩单元类型、确定强制转捩装置初始放置位置、确定强制转捩装置的转捩单元尺寸等步骤实现高速飞行器强制转捩装置的设计。本发明充分考虑展向流动梯度对转捩的影响，实现了曲面前体的高速飞行器强制转捩装置的设计。
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