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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：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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公开(公告)号：CN107097980B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710202546.9
申请日：2017-03-30
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
Inventor： 何春全 , 申泽帆 , 刘建勇 , 车莹娟 , 杜贵轩 , 米滨 , 谢雪明 , 孙洁 , 杨宗鹏 , 於津 , 苏立超 , 谢坤 , 黄兴李 , 朱涛 , 黄永辉 , 赵楠 , 刘洋 , 杜帆 , 姜宏杰
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种非火工级间分离结构，包括形状记忆合金连接件、加热片和收集器，形状记忆合金连接件低于相变温度情况下一端弯折变形，另一端穿过飞行器第一舱段和第二舱段，通过锁紧件将两个舱段固定连接，收集器罩于锁紧件上，为国内首创，满足航天器的连接分离需求，已在航天器小尺寸分离装置中得到应用，通过记忆合金、加热片实现与舱段间的连接与分离，该结构简单、可重复使用、安装简易。
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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：CN107097980A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710202546.9
申请日：2017-03-30
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
Inventor： 何春全 , 申泽帆 , 刘建勇 , 车莹娟 , 杜贵轩 , 米滨 , 谢雪明 , 孙洁 , 杨宗鹏 , 於津 , 苏立超 , 谢坤 , 黄兴李 , 朱涛 , 黄永辉 , 赵楠 , 刘洋 , 杜帆 , 姜宏杰
IPC: B64G1/64
CPC classification number: B64G1/645
Abstract: 本发明公开了一种非火工级间分离结构，包括形状记忆合金连接件、加热片和收集器，形状记忆合金连接件低于相变温度情况下一端弯折变形，另一端穿过飞行器第一舱段和第二舱段，通过锁紧件将两个舱段固定连接，收集器罩于锁紧件上，为国内首创，满足航天器的连接分离需求，已在航天器小尺寸分离装置中得到应用，通过记忆合金、加热片实现与舱段间的连接与分离，该结构简单、可重复使用、安装简易。
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Patent Agency Ranking
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：CN105628051B
公开(公告)日：2018-08-21
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：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：CN106741848A
公开(公告)日：2017-05-31
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
CPC classification number: 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：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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