公开(公告)号：CN117288801A

公开(公告)日：2023-12-26

申请号：CN202311047627.8

申请日：2023-08-18

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 刘国仟 ,  刘晓明 ,  王永海 ,  王振峰 ,  李萌萌 ,  周禹 ,  崔占中 ,  闫长海 ,  陈鑫 ,  李宇 ,  聂亮 ,  刘波 ,  刘宇飞 ,  季妮芝 ,  曹占伟 ,  陈伟华

IPC: G01N25/20 ,  G01N25/22 ,  G01B11/06

Abstract: 本发明提供了一种铺层工艺复合材料温度与烧蚀测试结构，通过光纤螺旋式穿越铺层材料的结构设计，实现了铺层工艺复合材料厚度方向密集温度、烧蚀测点的布置，解决了复合材料厚度方向温度、烧蚀高精度测量的难题。

公开(公告)号：CN111832159B

公开(公告)日：2023-08-29

申请号：CN202010581783.2

申请日：2020-06-23

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 杨光 ,  李宇 ,  聂亮 ,  周禹 ,  刘宇飞 ,  袁野 ,  王迅 ,  朱广生 ,  赵晓利 ,  赵良 ,  曹占伟 ,  檀妹静

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/08 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明一种基于飞行试验数据的边界层转捩阵面动态演化过程确定方法，(1)将高超声速飞行器表面测点上安装的传感器输出的原始测量结果，转化为飞行器表面测点位置处的热流或温度信息，过滤掉异常的测点信息，得到可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息；(2)根据可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息，得到各个测点发生转捩的时刻；(3)对任意一时刻，根据得到的各个测点发生转捩的时刻，判断该时刻各个测点是否发生转捩；(4)在转捩测量时间窗口内，选取多个时刻点，对每个时刻点，获得该时刻的转捩阵面图像。(5)将步骤(3)获得的各个时刻的转捩阵面图像，按飞行时序装订为动画，获得转捩阵面动态演化过程，从而得到各时刻飞行器表面的转捩区域。

公开(公告)号：CN111924089B

公开(公告)日：2021-09-07

申请号：CN202010600411.X

申请日：2020-06-28

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 刘国仟 ,  聂亮 ,  李宇 ,  王迅 ,  刘宇飞 ,  周禹 ,  常园园 ,  徐玮 ,  刘国良 ,  陈政

IPC: B64C1/40 ,  B64C9/32

Abstract: 一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。

公开(公告)号：CN111924089A

公开(公告)日：2020-11-13

申请号：CN202010600411.X

申请日：2020-06-28

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 刘国仟 ,  聂亮 ,  李宇 ,  王迅 ,  刘宇飞 ,  周禹 ,  常园园 ,  徐玮 ,  刘国良 ,  陈政

IPC: B64C1/40 ,  B64C9/32

Abstract: 一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。

公开(公告)号：CN113184214B

公开(公告)日：2022-09-27

申请号：CN202110448755.8

申请日：2021-04-25

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 袁野 ,  李宇 ,  聂亮 ,  刘宇飞 ,  王迅 ,  刘国仟 ,  周禹 ,  常园园 ,  林萌 ,  赵良 ,  赵晓利 ,  陈政 ,  徐玮

IPC: B64F5/00

Abstract: 本发明涉及降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构，所述尾翼的底部并非全部与舱体相连，尾翼前端连接处向后一定距离被切去后，底部呈台阶状，使尾翼前缘底部与飞行器舱体表面之间保持一定间隙，间隙下方为舱体壁面，上方为平整的翼底面，该底面垂直于翼的纵向对称面，平行于飞行器轴向。本发明在保证飞行器气动特性不变的前提下，实现了有效降低舱体‑尾翼前缘连接处热环境的目的。

公开(公告)号：CN111832159A

公开(公告)日：2020-10-27

申请号：CN202010581783.2

申请日：2020-06-23

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所

Inventor： 杨光 ,  李宇 ,  聂亮 ,  周禹 ,  刘宇飞 ,  袁野 ,  王迅 ,  朱广生 ,  赵晓利 ,  赵良 ,  曹占伟 ,  檀妹静

IPC: G06F30/20 ,  G06F119/08 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明一种基于飞行试验数据的边界层转捩阵面动态演化过程确定方法，(1)将高超声速飞行器表面测点上安装的传感器输出的原始测量结果，转化为飞行器表面测点位置处的热流或温度信息，过滤掉异常的测点信息，得到可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息；(2)根据可用的飞行器表面测点处的热流或温度信息，得到各个测点发生转捩的时刻；(3)对任意一时刻，根据得到的各个测点发生转捩的时刻，判断该时刻各个测点是否发生转捩；(4)在转捩测量时间窗口内，选取多个时刻点，对每个时刻点，获得该时刻的转捩阵面图像。(5)将步骤(3)获得的各个时刻的转捩阵面图像，按飞行时序装订为动画，获得转捩阵面动态演化过程，从而得到各时刻飞行器表面的转捩区域。