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公开(公告)号：CN111595490B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010264351.9
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种高温气体效应对气动加热影响量的测热试验方法，它包括：带催化/非催化涂层水卡式量热计的制备、高焓等离子体风洞测热传感器标定试验、基于热化学非平衡NS方程的气动热数值模拟分析、高焓电弧风洞来流测热试验，通过两支不同涂层的水卡式量热计的测量，获得不同情况下气动热数值，通过对两支不同涂层的水卡式量热计的测量结果，分析得到高温气体效应对气动加热影响量。本发明避免了各种因素叠加的复杂来流条件下试验件表面热流和传统方法校测热流可能相差较大的问题，提高了热流校测精度，能够确保热考核实验的真实性和覆盖性。
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公开(公告)号：CN117690525A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311606411.0
申请日：2023-11-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G16C60/00 , G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种不同预制体梯度型烧蚀材料高温热物性参数分析方法，采用理论分析+参数辨识+试验验证相结合的手段，建立较为可靠的不同预制体梯度型烧蚀材料高温热物性参数分析方法，通过开展多尺度结构模型分析及分层材料优化辨识相结合的手段，掌握不同编制方式梯度型烧蚀材料热物性参数随温度的变化规律，并经过试验验证，以达到提高梯度型烧蚀型热防护结构热响应预测精度的目的。
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公开(公告)号：CN111811768B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN201910289109.4
申请日：2019-04-11
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出恢复焓校测试验件及风洞热考核试验方法，包括设计恢复焓校测试验件并获取试验件关注部位的背温变化曲线；获得试验件表面热壁热流随壁焓的变化曲线，并通过线性拟合获得热壁热流计算公式；根据试验件表面实际恢复焓与设计的表面恢复焓H的差异可以获得喷管水冷吸热所造成的焓降影响量ΔH＝H‑hr；得到新的试验焓值newH＝2H‑hr；将喷管入口处的气流总焓调整到新的试验焓值newH，并开展风洞加热试验，确保考核件表面实际恢复焓达到设计状态。通过试验件来评估喷管水冷吸热所带来的焓降影响量，并依据此来设计正式考核的试验状态，达到使飞行器的热防护系统得到真实有效的考核。
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公开(公告)号：CN117973264A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410161064.3
申请日：2024-02-05
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06T17/20 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种用于飞行器双缝‑热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻；建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格；根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；开展非定常传热传质计算；初始化计算域；开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气‑固‑渗流紧耦合传热方法计算。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中在进行缝隙‑密封条‑翼盒腔体传热数值模拟时，常规气动热传热计算方法不适用，且常规非定常计算方法计算量过大的技术问题。
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公开(公告)号：CN111811768A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201910289109.4
申请日：2019-04-11
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出恢复焓校测试验件及风洞热考核试验方法，包括设计恢复焓校测试验件并获取试验件关注部位的背温变化曲线；获得试验件表面热壁热流随壁焓的变化曲线，并通过线性拟合获得热壁热流计算公式；根据试验件表面实际恢复焓与设计的表面恢复焓H的差异可以获得喷管水冷吸热所造成的焓降影响量ΔH＝H-hr；得到新的试验焓值newH＝2H-hr；将喷管入口处的气流总焓调整到新的试验焓值newH，并开展风洞加热试验，确保考核件表面实际恢复焓达到设计状态。通过试验件来评估喷管水冷吸热所带来的焓降影响量，并依据此来设计正式考核的试验状态，达到使飞行器的热防护系统得到真实有效的考核。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111458366B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202010304662.3
申请日：2020-04-17
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法，步骤如下：获得烧蚀热防护区域的气动热环境数据；制备烧蚀材料分层传感器；基于电弧风洞开展带分层温度/烧蚀传感器的平板热考核试验，获得试验条件下材料内部的温度以及热解厚度变化规律；开展考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识研究，获得动态气动加热条件下烧蚀材料热导率、比热容等热物性参数随温度的变化关系；根据得到辨识数据和得到的烧蚀热防护区域的气动热环境数据开展烧蚀热防护系统气动热/传热耦合分析。本发明能够有效解决烧蚀热防护系统的结构热响应精确评估难题。
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公开(公告)号：CN112193401A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202010264045.5
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。
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公开(公告)号：CN111458366A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN202010304662.3
申请日：2020-04-17
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法，步骤如下：获得烧蚀热防护区域的气动热环境数据；制备烧蚀材料分层传感器；基于电弧风洞开展带分层温度/烧蚀传感器的平板热考核试验，获得试验条件下材料内部的温度以及热解厚度变化规律；开展考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识研究，获得动态气动加热条件下烧蚀材料热导率、比热容等热物性参数随温度的变化关系；根据得到辨识数据和得到的烧蚀热防护区域的气动热环境数据开展烧蚀热防护系统气动热/传热耦合分析。本发明能够有效解决烧蚀热防护系统的结构热响应精确评估难题。
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公开(公告)号：CN112193401B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202010264045.5
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。
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公开(公告)号：CN111595490A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010264351.9
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种高温气体效应对气动加热影响量的测热试验方法，它包括：带催化/非催化涂层水卡式量热计的制备、高焓等离子体风洞测热传感器标定试验、基于热化学非平衡NS方程的气动热数值模拟分析、高焓电弧风洞来流测热试验，通过两支不同涂层的水卡式量热计的测量，获得不同情况下气动热数值，通过对两支不同涂层的水卡式量热计的测量结果，分析得到高温气体效应对气动加热影响量。本发明避免了各种因素叠加的复杂来流条件下试验件表面热流和传统方法校测热流可能相差较大的问题，提高了热流校测精度，能够确保热考核实验的真实性和覆盖性。
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