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公开(公告)号：CN107664465B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201710718674.9
申请日：2017-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈增奎 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 张浩 , 范新中 , 卢鑫 , 陈松 , 石航 , 夏艳 , 梁祖典 , 于贺 , 雷豹 , 王宇锐 , 单亦姣 , 许俊伟 , 刘晓明 , 隗合怡 , 陈皓 , 李新田 , 刘珺怡
Abstract: 本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。
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公开(公告)号：CN107664465A
公开(公告)日：2018-02-06
申请号：CN201710718674.9
申请日：2017-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈增奎 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 张浩 , 范新中 , 卢鑫 , 陈松 , 石航 , 夏艳 , 梁祖典 , 于贺 , 雷豹 , 王宇锐 , 单亦姣 , 许俊伟 , 刘晓明 , 隗合怡 , 陈皓 , 李新田 , 刘珺怡
CPC classification number: F42B15/00 , F16J15/102
Abstract: 本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。
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公开(公告)号：CN105628325B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201410591730.3
申请日：2014-10-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明涉及气动压力场高精度测量技术领域，具体公开了一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法。该方法包括：1、建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型；2、获得不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；3、通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；4、将飞行器表面压力场数据与风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库；5、将实时测量压力与基准压力数据库进行差值比较，剔除异常压力，为大气参数解算提供可靠的高精度压力分布数据。该方法解决了气动压力场高精度测量难题，在飞行高度0～20km、马赫数2～4Ma、攻角‑12°～+12°范围内，压力场数据获取精度高，压力偏差可小于±300Pa。
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公开(公告)号：CN106121865B
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201610143230.2
申请日：2016-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 李新田 , 刘珺怡 , 陈松 , 李延成 , 严佳民 , 卢鑫 , 高晶晶 , 王毅 , 孙铁雁 , 韩英宏 , 宋少倩 , 许俊伟 , 温玉芬 , 陈皓 , 金红新 , 谢晓阳 , 王雪 , 刘勇 , 范新中 , 张浩
IPC: F02K9/86
Abstract: 本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。
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公开(公告)号：CN106121865A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610143230.2
申请日：2016-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 李新田 , 刘珺怡 , 陈松 , 李延成 , 严佳民 , 卢鑫 , 高晶晶 , 王毅 , 孙铁雁 , 韩英宏 , 宋少倩 , 许俊伟 , 温玉芬 , 陈皓 , 金红新 , 谢晓阳 , 王雪 , 刘勇 , 范新中 , 张浩
IPC: F02K9/86
CPC classification number: F02K9/86
Abstract: 本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105628325A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410591730.3
申请日：2014-10-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明涉及气动压力场高精度测量技术领域，具体公开了一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法。该方法包括：1、建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型；2、获得不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；3、通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；4、将飞行器表面压力场数据与风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库；5、将实时测量压力与基准压力数据库进行差值比较，剔除异常压力，为大气参数解算提供可靠的高精度压力分布数据。该方法解决了气动压力场高精度测量难题，在飞行高度0～20km、马赫数2～4Ma、攻角-12°～+12°范围内，压力场数据获取精度高，压力偏差可小于±300Pa。
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公开(公告)号：CN105628051A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410591736.0
申请日：2014-10-29
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及大气数据测量装置测量性能评估技术领域，具体公开了一种嵌入式大气测量装置性能评估方法。该方法包括：1、测量获得飞行试验剖面内气象数据；2、测量导弹实际飞行弹道参数；3、测量压力场数据及大气参数解算数据；4、修正弹道参数，获得基准来流参数；5、进行气动仿真预示，大气测量装置有效进行大气参数解算；6、从而获得大气测量装置大气参数测量精度，以评价大气测量装置测量性能是否满足指标要求。该方法可获得较高精度的实际飞行来流基准大气参数，在马赫数2.0～3.5范围内实际飞行来流马赫数偏差为±0.03；-10°～+10°范围内攻角、侧滑角精度为±0.2°，用此高精度基准大气参数数据可对嵌入式大气测量装置测量精度进行有效评估。
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公开(公告)号：CN103587718B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201310551973.X
申请日：2013-11-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种高超声速飞行器姿态稳定的频率管理方法，依次包括：一、采集各类频率信息；二、当刚体运动的通频带与一阶弹性振动频率相差在10倍以上，采用弹性幅值稳定方法；三、在振型斜率为0的地方引入速率陀螺；四、当晃动的零点频率大于极点频率时，通过加速度表反馈或者附加防晃板改善晃动稳定性；五、对于舵机，其通频带为刚体运动通频带的5～10倍；六、惯组通频带为刚体运动带宽的10～20倍；七、保证执行机构和敏感机构的结构刚度在单机带宽的5倍以上；八、避免外界干扰的主频率与结构件的固有频率耦合；九、进行各类频率特性的地面试验测试，确保飞行器的姿态稳定。本发明可以避免方案的反复，加快研制进度，且使各系统接口明确、综合最优。
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公开(公告)号：CN103587718A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310551973.X
申请日：2013-11-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种高超声速飞行器姿态稳定的频率管理方法，依次包括：一、采集各类频率信息；二、当刚体运动的通频带与一阶弹性振动频率相差在10倍以上，采用弹性幅值稳定方法；三、在振型斜率为0的地方引入速率陀螺；四、当晃动的零点频率大于极点频率时，通过加速度表反馈或者附加防晃板改善晃动稳定性；五、对于舵机，其通频带为刚体运动通频带的5～10倍；六、惯组通频带为刚体运动带宽的10～20倍；七、保证执行机构和敏感机构的结构刚度在单机带宽的5倍以上；八、避免外界干扰的主频率与结构件的固有频率耦合；九、进行各类频率特性的地面试验测试，确保飞行器的姿态稳定。本发明可以避免方案的反复，加快研制进度，且使各系统接口明确、综合最优。
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公开(公告)号：CN106125571B
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201610157141.3
申请日：2016-03-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 宋少倩 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 雷延花 , 韩英宏 , 陈松 , 卢鑫 , 李新田 , 刘珺怡 , 温玉芬 , 陈皓 , 高晶晶 , 高庆 , 金红新 , 佟泽友 , 谢晓阳 , 刘宁 , 赵君伟
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提出的巡航导弹速度控制建模方法，结合冲压发动机的动态特性的描述，给出了速度控制回路的组成及建模流程，具体包括冲压发动机的建模、面向仿真的速度回路全量模型、面向控制的小扰动模型，为巡航导弹的性能评估和控制器设计奠定了基础。本发明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了弹体、冲压发动机、大气环境、测量装置和控制器之间的接口关系，为发动机性能和总体性能评估、技术指标实现提供基础。本发明提出的面向控制的小扰动模型建模方法，为速度控制器设计提供合理的设计模型，可有效提高控制品质。
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