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[发明专利]一种高速飞行器舱内统一热管理的设计方法-CN201910855437.6有效
发明人：王飞;朱坤;康宏琳;吴宁宁;王仲威 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-09-11 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种高速飞行器舱内统一热管理的设计方法，首先分析舱体所处的高温环境，找到舱内环境热的源头，确定高温热源温度；再明确舱内部件的耐温极限，设计热量传递路径；然后分析每个部件温度的影响因素及规律，确定每个部件的降温措施；最后在满足舱体和部件耐温极限的要求下，优化防热层/隔热层厚度，实现防热层/隔热层+空气总厚度最小、舱内有效空间最大。本发明充分利用结构舱体、设备热沉及部件最大耐热能力，解决“舱内空间利用最大化、结构轻量化”的问题。
一种高速飞行器统一管理设计方法

[发明专利]高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法-CN201910655708.3有效
发明人：贺济洲;康宏琳;郭德春;周丹;贾文利 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-07-19 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法，该试验模型在试验件的一侧设置制造激波工装，用于产生满足干扰区热环境要求的激波，该试验方法通过试验模型参数设计、试验状态参数设计及覆盖性计算，获得满足考核要求的试验模型和试验状态。本发明解决了由于风洞能力限制导致传统的前缘电弧风洞考核试验对于飞行条件覆盖性不足问题，利用制造激波的方式实现了高速飞行器前缘干扰区的电弧风洞考核。使用本试验方法，实现了对高速飞行器前缘干扰区高热流、高压力和大温度梯度的考核，为飞行器结构方案提供支撑。
高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型方法

[发明专利]一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法-CN201910159395.2有效
发明人：王飞;康宏琳;吴宁宁;朱国祥;周丹;罗金玲 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-03-04 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，涉及一种考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的计算方法，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。该方法首先分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合计算需要考虑的换热机制；再考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合计算，最后判断辐射、对流换热、热传导、设备自身发热对关注部件升温的贡献，分析舱内关注部件的温升机理，该方法主要用于高速飞行器舱内热环境耦合精细分析。
一种高速飞行器内热环境耦合精细计算方法

[发明专利]一种考虑固体发动机尾喷流辐射的高精度气动热计算方法-CN201910656798.8有效
发明人：李泽梁;康宏琳;吴聪 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-07-19 - 公布日： 2023-06-16 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出了一种考虑固体发动机尾喷流辐射的高精度气动热计算方法，综合考虑了尾喷流和外流对非接触壁面的影响，对流体组分、燃气参数、尾喷流中凝聚相颗粒注入参数等相关参量进行等效计算，通过这些相关参量的综合运用，可以获得受固体发动机尾喷流辐射加热影响的非直接接触加热面的气动加热热流。该方法预测结果经多种发动机试验验证，具有较高的计算精度,在发动机底部非接触气动热预测方面具有广阔的应用前景。
一种考虑固体发动机尾喷流辐射高精度气动计算方法

[发明专利]变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法-CN202310031561.7在审
发明人：王秦阳;康宏琳;曹家伟 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种变后掠翼结构传热模拟的气动热边界条件赋值方法，包括定义全弹道中第一个后掠角的翼面位置为基准位置，将热环境数据统一旋转到基准位置，并在基准位置划分结构传热网格；之后，创建翼盒外缘“点法式”方程，以此为依据建立结构传热网格表面网格点空间位置判据，将网格点分为受气动加热点集、不受气动加热点集；将受气动加热点集作为气动热数据插值目标区域，进行热环境插值，不受气动加热点集的冷壁热流赋0Kw/m2，恢复焓赋常数值，形成绝热边界条件。解决了变后掠翼结构空间位置发生变化引起的气动热环境数据不能够直接插值于结构传热计算网格表面，结构传热网格空间位置发生变化导致不能够沿全弹道连续进行传热分析等问题。
变后掠翼结构传热模拟气动边界条件赋值方法

[发明专利]飞行器底部结构温度计算方法-CN201811414015.7有效
发明人：朱标;康宏琳;周丹 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2018-11-26 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法包括：一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据；二，根据设定飞行器的气动外形、飞行轨迹状态参数、发动机尾喷管型面和发动机尾喷管入口参数，获取飞行器底部辐射平衡温度数据；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据，结合飞行器底部结构模型，开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中不能有效计算飞行器底部结构温度所导致飞行器安全性能降低的技术问题。
飞行器底部结构温度计算方法

[发明专利]管道高速列车气动热试验装置及其设计方法-CN202110297059.1有效
发明人：王秦阳;康宏琳;朱标 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2021-03-19 - 公布日： 2023-02-10 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种管道高速列车气动热试验装置及其设计方法，该试验装置包括试验段及其两端连接的驱动机构、刹车机构，以及布设在所述试验段壁面上的传感器阵列；所述试验段为一段内设轨道的管道，试验模型由所述驱动机构驱动在试验段内沿轨道无动力行驶。该试验装置通过缩比试验设备、试验模型，模拟真实管道列车内流场结构和传热过程，可以在试验场条件下测量管道列车表面、管道内壁面压力、热流数据。
管道高速列车气动试验装置及其设计方法

[发明专利]一种恢复焓校测试验件及风洞热考核方法-CN201910289109.4有效
发明人：张红军;康宏琳;张达 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-04-11 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提出恢复焓校测试验件及风洞热考核试验方法，包括设计恢复焓校测试验件并获取试验件关注部位的背温变化曲线；获得试验件表面热壁热流随壁焓的变化曲线，并通过线性拟合获得热壁热流计算公式；根据试验件表面实际恢复焓与设计的表面恢复焓H的差异可以获得喷管水冷吸热所造成的焓降影响量ΔH＝H‑hr；得到新的试验焓值newH＝2H‑hr；将喷管入口处的气流总焓调整到新的试验焓值newH，并开展风洞加热试验，确保考核件表面实际恢复焓达到设计状态。通过试验件来评估喷管水冷吸热所带来的焓降影响量，并依据此来设计正式考核的试验状态，达到使飞行器的热防护系统得到真实有效的考核。
一种恢复测试风洞考核方法

[发明专利]一种高温气体效应对气动热影响的测量方法-CN202010264351.9有效
发明人：张红军;李海群;康宏琳 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-04-07 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： G01K17/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种高温气体效应对气动加热影响量的测热试验方法，它包括：带催化/非催化涂层水卡式量热计的制备、高焓等离子体风洞测热传感器标定试验、基于热化学非平衡NS方程的气动热数值模拟分析、高焓电弧风洞来流测热试验，通过两支不同涂层的水卡式量热计的测量，获得不同情况下气动热数值，通过对两支不同涂层的水卡式量热计的测量结果，分析得到高温气体效应对气动加热影响量。本发明避免了各种因素叠加的复杂来流条件下试验件表面热流和传统方法校测热流可能相差较大的问题，提高了热流校测精度，能够确保热考核实验的真实性和覆盖性。
一种高温气体效应气动影响测量方法

[发明专利]一种高超声速飞行器前缘热防护方法-CN202010264045.5有效
发明人：张红军;李海群;康宏琳;査旭 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-04-07 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： B64C1/38 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。
一种高超声速飞行器前缘防护方法

[发明专利]一种用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象的分析方法-CN201710306478.0有效
发明人：王飞;周丹;朱国祥;康宏琳;罗金玲 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2017-05-04 - 公布日： 2021-06-08 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象的分析方法，涉及飞行器舱内设备辐射/传热现象分析技术，能够解决舱内设备的温度数据获取速度慢精度低的问题。该方法首先析舱内电池等高温热源对舱内设备的辐射传热量，建立相应的舱内设备吸收辐射热流数据库；再考虑高温热源的辐射、设备自身发热、空气导热、三维传热，分析舱内设备的温度，最后分析舱内设备温升机理，提出控制舱内设备温升的主要措施，为改善舱内热环境提出指导依据，该方法主要用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象分析。
一种用于高超声速飞行器设备辐射传热现象分析方法

[发明专利]一种前缘热流密度获取的试验模型和方法-CN201911152321.2有效
发明人：郭德春;贺济洲;康宏琳;罗金玲;吴聪;刘晓斌;王维;高宇驰;徐星 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-11-22 - 公布日： 2021-06-08 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明提供一种前缘热流密度获取的试验模型和方法，包括风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M‑1个模块上孔的位置彼此交错。本发明通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。
一种前缘热流密度获取试验模型方法

[发明专利]一种用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析方法-CN201710306477.6有效
发明人：王飞;周丹;朱国祥;吴宁宁;康宏琳;罗金玲 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2017-05-04 - 公布日： 2021-04-02 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析方法，涉及高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析技术，能够解决半封闭的复杂干扰区气动加热/多部件辐射干扰/三维传热分析结果的精度和效率不能兼顾的问题。该方法首先生成关注部位的气动加热网格，再利用气动加热网格开展气动加热分析，开展不同壁温下的对流热流分析，获取高壁温下的对流热流数据库，又生成考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热分析网格，最后利用所述的三维传热分析网格开展考虑高壁温对流换热、多部件辐射干扰的三维传热计算，该方法主要用于高超声速飞行器半封闭区域的结构温度分析。
一种用于高超声速飞行器封闭区域结构温度分析方法

[发明专利]一种防热瓦高温发射率测量试验装置及方法-CN201710270842.2有效
发明人：王飞;周丹;康宏琳;朱国祥;罗金玲 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2017-04-24 - 公布日： 2020-10-23 - 主分类号： G01N21/25 文献下载
摘要：本发明提出一种防热瓦高温发射率测量试验装置及方法，包括防热瓦试件、光谱发射率测量系统、法向发射率测量系统、功率温度测量系统和处理单元。本发明实现了防热瓦高温发射率的测量，填补了国内在高温状态防热瓦发射率测量领域的空白，为实现更加准确的结构热防护设计和评估提供指导依据，具有很好的科学意义与工程应用前景。
一种防热高温发射测量试验装置方法

[发明专利]一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法-CN202010304662.3在审
发明人：张红军;李海群;康宏琳 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-04-17 - 公布日： 2020-07-28 - 主分类号： G01N25/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法，步骤如下：获得烧蚀热防护区域的气动热环境数据；制备烧蚀材料分层传感器；基于电弧风洞开展带分层温度/烧蚀传感器的平板热考核试验，获得试验条件下材料内部的温度以及热解厚度变化规律；开展考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识研究，获得动态气动加热条件下烧蚀材料热导率、比热容等热物性参数随温度的变化关系；根据得到辨识数据和得到的烧蚀热防护区域的气动热环境数据开展烧蚀热防护系统气动热/传热耦合分析。本发明能够有效解决烧蚀热防护系统的结构热响应精确评估难题。
一种烧蚀热防护系统结构气动传热耦合分析方法

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