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公开(公告)号：CN117874918B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202311872643.0
申请日：2023-12-29
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种运载火箭多发动机喷管并联热环境仿真分析方法和系统，该方法包括：获取火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型，并对仿真模型进行网格划分；根据喷流参数对仿真模型进行仿真计算，获得仿真计算结果；加载周围流体材料参数对仿真计算结果进行仿真分析，获得仿真分析结果，根据仿真分析结果确定火箭、单面导流槽和试车台的热环境数据；判断火箭、单面导流槽和试车台的热环境数据是否满足设计要求，如果不满足设计要求，则重新设计试车架的厚度、宽度和高度，单面导流槽的型面，以及火箭的热防护方案，并赋值给仿真模型重新进行仿真计算。通过一体化的设计方法可以得到喷流对单面导流槽、试车架和承力架的对流冲刷和辐射热流的影响。
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公开(公告)号：CN117910303A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311846351.X
申请日：2023-12-29
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明实施例提供一种超声速飞行器飞行中舱内泄压瞬态仿真分析方法和装置，方法包括：根据飞行器模型在有限元软件中构建仿真模型；将飞行弹道参数加载到有限元软件中，基于仿真模型在有限元软件中仿真，得到飞行弹道参数对应的仿真结果数据；根据飞行弹道参数对应的仿真结果数据，判断飞行器模型的各舱段的泄压口参数是否满足设计要求；如果飞行器模型的各舱段的泄压口参数不满足设计要求，则调整飞行器模型的各舱段的泄压口参数，并返回到根据飞行器模型在有限元软件中构建仿真模型的步骤执行；如果飞行器模型的各舱段的泄压口参数满足设计要求，则输出仿真结果数据，并将满足设计要求的飞行器模型的各舱段的泄压口参数作为飞行器设计参数。
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公开(公告)号：CN116242878A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310189251.8
申请日：2023-02-23
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: G01N25/20 , G01N25/18 , G01N21/3563 , G01N1/44
Abstract: 本发明实施例提供一种热防护材料性能一体化测试系统及方法，用于检测飞行器热防护材料的性能，所述热防护材料性能一体化测试系统包括控制系统、热环境模拟系统和检测系统，所述控制系统分别和所述热环境模拟系统和所述检测系统通信连接。所述控制系统用于确定飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据，控制所述热环境模拟系统。所述热环境模拟系统用于模拟飞行过程的热环境。所述检测系统用于对所述待测热防护材料的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至所述控制系统。本发明实施例的热防护材料性能一体化测试系统及方法为一体化非定常测试，模拟真实的飞行过程，测试过程简单、效率高、测试结果精准性高。
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公开(公告)号：CN116151065A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211728236.8
申请日：2022-12-31
Applicant: 北京天兵科技有限公司
Inventor： 郭凤明
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本申请提出整流罩仿真方法及系统、分析方法、存储介质、电子设备，该仿真方法包括如下步骤：基于整流罩结构设计参数及整流罩刚度特性参数，进行有限元建模，得到整流罩有限元基础模型；对所述整流罩有限元基础模型进行模态分析，得到模态分析结果，所述模态分析结果包括：整流罩弹性体模型、模态参数；基于所述模态分析结果，在Adams软件中建立Adams仿真计算模型；通过所述Adams软件对所述Adams仿真计算模型进行仿真分析。本申请提供的技术方案，能够有效地模拟仿真出整流罩的弹性特性，提高仿真的效果，提高仿真分析方法的可靠性。
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公开(公告)号：CN116839430B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202310797557.1
申请日：2023-06-30
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: F42B15/34 , G06F30/17 , G06F30/28 , F02K9/64 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08 , G06F113/26
Abstract: 本发明提供一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法，该主动式液冷系统包括：第一动力系统，第二动力系统和导流器，第一动力系统的入口连接有第一管路，动力系统的出口连接有第二管路，第一管路与导流器的冷源流道的入口连接，第二管路穿过第二动力系统与导流器的冷源流道的出口连接；第一动力系统用于通过第一管路将液态系统工质导入冷源流道；导流器用于加热冷源流道内的系统工质，使得液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过第二管路流入第一动力系统；第二动力系统用于对第二管路中的气态系统工质进行冷却，为液态系统工质。本发明实施例通过在导流器内部设置冷源流道主动进行热量的传导，适应范围广。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118009822A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410140672.6
申请日：2024-02-01
Applicant: 北京天兵科技有限公司
Abstract: 本发明提供一种级间分离试验系统、力热环境鉴定量级试验方法和装置，所该试验方法包括：将级间分离推杆设置于振动试验台上，使用火箭飞行中的级间工况对级间分离推杆进行振动试验，检验级间分离推杆是否能够满足火箭飞行过程中的力学环境；当满足火箭飞行过程中的力学环境时，对级间分离推杆持续加热至第一预设温度并保持第一预设时间；验证级间分离推杆在第一预设温度时是否满足级间分离标准；对级间分离推杆持续冷却至第二预设温度并保持第二预设时间；再验证级间分离推杆在第一预设温度时是否满足级间分离标准。本发明实施例能够完全模拟箭上的力、热环境，能在模拟箭上力、热环境的条件下完成级间分离试验。
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公开(公告)号：CN116798559A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310792440.4
申请日：2023-06-30
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: G16C60/00 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/22 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F113/14 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种热防护材料结构的仿真设计方法、制备工艺和热防护材料，该仿真设计方法包括：获取全飞行弹道的非定常气动热数据参数；根据非定常气动热数据参数初步确定热防护材料的结构参数，根据热防护材料的结构参数选择热防护材料的组合方式；对热防护材料的组合方式进行仿真分析，获得热防护材料的温度数据随着时间的变化关系；判断热防护材料的温度数据随着时间的变化关系是否满足设计要求，如果热防护材料的温度数据随着时间的变化关系满足设计要求，则输出所述热防护材料的结构和温度数据。本发明实施例通过该仿真设计方法设计的热防护材料，可以同时兼具柔性和韧性的特点。
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公开(公告)号：CN117407972B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202311273865.0
申请日：2023-09-28
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: G06F30/15 , F42B15/36 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/02 , G06F111/10
Abstract: 本发明实施例提供一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质，所述方法包括：根据运载火箭的上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度和运载火箭的布局结构，进行无导向式分离方案的设计，得到分离能源的参数；根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离；如果判断出所述无导向式分离方案能完成安全分离，则输出所述分离能源的参数；如果判断出所述无导向式分离方案不能完成安全分离，则进行导向装置的设计。
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公开(公告)号：CN116294843B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202310338836.1
申请日：2023-03-31
Applicant: 北京天兵科技有限公司
Abstract: 本申请提出用于整流罩的锁紧装置、系统及控制方法。该装置包括：设置在整流罩一侧半罩体上的第一基座；设置在所述第一基座上的第一电磁部。设置在整流罩另一侧半罩体上的第二基座；设置在所述第二基座上的第二电磁部；其中，所述第一电磁部用于吸附所述第二电磁部。本申请提供的技术方案，能够降低整流罩分离试验的成本，提高试验效率。
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公开(公告)号：CN118089487A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410140632.1
申请日：2024-02-01
Applicant: 北京天兵科技有限公司
Abstract: 本发明提供级间分离试验系统、气动功能试验方法、控制方法和装置，该气动功能试验控制方法包括：接收运载火箭级间分离指令；通过电磁阀时序控制器控制第一电磁阀开启，通过第一气瓶解锁气动机械连接解锁装置后，气动推杆推动下面级分离质量体运动；通过气动推杆上的传感器采集气动推杆的推力与时间数据和位移与时间数据；根据推力与时间数据和位移与时间数据获取级间分离速度、级间分离位移和级间分离时间；根据级间分离速度、级间分离位移和级间分离时间计算级间分离能量；根据级间分离能量验证运载火箭是否能够达到级间分离的标准。本发明实施例可以在地面真实地进行级间分离的气动功能试验，以验证现有设计是否满足级间要求。
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