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公开(公告)号：CN105550383A
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410594582.0
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
Abstract: 本发明属于临近空间飞行器技术领域，具体涉及一种非定常气动力测量试验系统的设计方法。包括如下步骤：确定最大可用缩比尺度；建立试验状态的非定常气动特性预示分析模型，获得试验状态的非定常气动特性的预示结果，初步确定试验测量系统的有效频率范围；开展缩比模型设计；开展天平设计；开展支撑系统设计；开展测量系统设计；建立测量系统机械部分的数值分析模型，开展试验系统的动特性预分析，初步确定测量系统的动态响应特性，判断所关心频率范围内的预示测量偏差是否试验要求。本发明是基于动态测量原理的非定常气动力测量试验系统的设计方法，能够较好的完成非定常气动力测量试验系统的设计，完成非定常气动力的测量。
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公开(公告)号：CN108459909B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201810161908.9
申请日：2018-02-27
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: G06F9/50
Abstract: 一种适于并行处理的多体分离网格重叠方法及系统，包括细化网格块表面面元；标记各网格块边缘单元；对边缘单元分类存储；根据存储的边缘单元，判断不同物体的网格块之间是否存在重叠位置关系；针对不同物体的存在重叠位置关系的网格块进行挖洞和洞边界回溯，对重叠边界寻找贡献单元，从而实现并行处理的多体分离网格重叠。本发明利用笛卡尔包围盒对网格块表面进行几何近似，通过对不同物体的网格块表面的笛卡尔包围盒的位置辨识，快速判定网格块间是否重叠。在并行计算中，只对存在重叠位置关系的网格块进行重叠操作，避免对全局网格的频繁调用，解决大型重叠网格的内存需求大和计算效率低的难题。
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公开(公告)号：CN106741848B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201710001968.X
申请日：2017-01-03
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: B64C3/56
Abstract: 一种基于形状记忆合金的伸缩翼展开装置，涉及飞行器复杂的气动环境飞行适应性领域；内翼翼根设置在固定内翼的边缘，固定内翼通过内翼翼根固定安装在外部飞行器外表面；内翼梁固定安装在内翼翼根的内侧边；内翼梁与外梁翼固定连接；外翼梁套在内翼梁外壁；滑轮固定安装在外梁翼的一端；可伸缩外翼与滑轮固定连接；形状记忆合金丝的两端分别与内翼翼根的两端固定连接，且套在滑轮的外缘；本发明采用形状记忆合金作为驱动源，通过改变形状记忆合金供电电流的大小，调节形状记忆合金丝伸长量，通过与普通弹簧的配合，实现可伸缩翼的伸缩运动，解决目前伸缩翼驱动机构庞大和不能实现多次展开收缩的问题。
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公开(公告)号：CN109783279B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910034066.5
申请日：2019-01-15
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
Abstract: 本发明公开了一种飞行参数自适应的嵌入式软件内存数据动态加载方法，首先在飞行器嵌入式单机的FLASH存储器上存储基准程序与多个目标对象程序，飞行器嵌入式单机上电后，将基准程序加载到RAM存储器中运行；在实际飞行过程中，基准程序接收并解析注入的飞行参数；基准程序根据飞行参数与目标对象程序的匹配关系，为注入的飞行参数选择匹配的目标对象程序；最后将匹配的目标对象程序拷贝到内部存储器中，对匹配的目标对象程序进行加载运行。应用本发明方法，在飞行过程中能够进行软件功能的切换，并实现相应内存程序的动态切换与加载运行，利用较少的硬件设备实现较多的软件功能，提高了软件的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN106645794B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201611022572.5
申请日：2016-11-17
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: G01P13/02
Abstract: 本发明公开了一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法，包括：分别获取通过惯性测量装置测量得到的第一飞行参数和获取通过嵌入式大气数据测量装置FADS测量得到第二飞行参数；根据所述第一飞行参数确定参考五路压力值Pic；根据所述第二飞行参数确定实测五路压力值Pi；根据所述参考五路压力值Pic与所述实测五路压力值Pi的比较结果，确定故障的压力测点；根据第一飞行参数和第二飞行参数之间的风场修正关系，对确定故障的压力测点进行压力修复。通过本发明实现了对压力测量的软冗余，提高了测量数据的可靠性，降低了成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106542103B
公开(公告)日：2018-08-31
申请号：CN201610987503.1
申请日：2016-11-09
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
Abstract: 一种整体式隔舱结构液体推进剂输送装置，涉及增压输送系统领域；其中，贮箱壳体为液体推进剂输送装置的壳体结构；第一隔板、第二隔板沿径向固定安装在贮箱壳体的内部；消能导气槽的两端设置有增压进气口和增压排气口；防晃挡板固定安装在贮箱壳体内腔；挡板单向阀分别固定安装在第一隔板的下端侧壁上、第二隔板的下端侧壁上；在第一隔板一侧，平行于第一隔板设置有导流通道；在第二隔板一侧，平行于第二隔板设置有导流通道；出油管道固定安装在贮箱壳体低端的内侧壁，并伸出贮箱壳体；摆动集液器竖直固定安装在出油管道位于贮箱壳体内的一端；本发明简化工作过程；贮箱结构简单、系统质量和容积减小。
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公开(公告)号：CN106645794A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611022572.5
申请日：2016-11-17
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: G01P13/02
Abstract: 本发明公开了一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法，包括：分别获取通过惯性测量装置测量得到的第一飞行参数和获取通过嵌入式大气数据测量装置FADS测量得到第二飞行参数；根据所述第一飞行参数确定参考五路压力值Pic；根据所述第二飞行参数确定实测五路压力值Pi；根据所述参考五路压力值Pic与所述实测五路压力值Pi的比较结果，确定故障的压力测点；根据第一飞行参数和第二飞行参数之间的风场修正关系，对确定故障的压力测点进行压力修复。通过本发明实现了对压力测量的软冗余，提高了测量数据的可靠性，降低了成本。
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公开(公告)号：CN108459909A
公开(公告)日：2018-08-28
申请号：CN201810161908.9
申请日：2018-02-27
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: G06F9/50
CPC classification number: G06F9/5072 , G06F9/5016
Abstract: 一种适于并行处理的多体分离网格重叠方法及系统，包括细化网格块表面面元；标记各网格块边缘单元；对边缘单元分类存储；根据存储的边缘单元，判断不同物体的网格块之间是否存在重叠位置关系；针对不同物体的存在重叠位置关系的网格块进行挖洞和洞边界回溯，对重叠边界寻找贡献单元，从而实现并行处理的多体分离网格重叠。本发明利用笛卡尔包围盒对网格块表面进行几何近似，通过对不同物体的网格块表面的笛卡尔包围盒的位置辨识，快速判定网格块间是否重叠。在并行计算中，只对存在重叠位置关系的网格块进行重叠操作，避免对全局网格的频繁调用，解决大型重叠网格的内存需求大和计算效率低的难题。
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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：CN105550383B
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201410594582.0
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
Abstract: 本发明属于临近空间飞行器技术领域，具体涉及一种非定常气动力测量试验系统的设计方法。包括如下步骤：确定最大可用缩比尺度；建立试验状态的非定常气动特性预示分析模型，获得试验状态的非定常气动特性的预示结果，初步确定试验测量系统的有效频率范围；开展缩比模型设计；开展天平设计；开展支撑系统设计；开展测量系统设计；建立测量系统机械部分的数值分析模型，开展试验系统的动特性预分析，初步确定测量系统的动态响应特性，判断所关心频率范围内的预示测量偏差是否试验要求。本发明是基于动态测量原理的非定常气动力测量试验系统的设计方法，能够较好的完成非定常气动力测量试验系统的设计，完成非定常气动力的测量。
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