本发明提供了一种粘接方案评估方法，通过制作面内剪切试验件和面外剥离试验件，对试验件进行面内剪切试验和面外剥离试验，将获得的最大面内剪切破坏载荷F切和面外剥离破坏载荷F剥作为仿真模型的输入，进行仿真计算，得到面内最大破坏强度σsin和面外...

本发明提供了一种隔热结构修补方法：将隔热结构的损伤部位进行处理，将非规格的损伤部位处理成规则形状的修补孔；加工和修补孔形状相似的修补块，并在修补块纵向上设置n条引胶槽；将修补块的侧面和底面、修补孔的各个面均匀涂抹耐高温粘合剂；将修补块放...

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...

本发明提出了一种带飞飞行器热态气动性能获取方法，基于界面划分的思想，将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面，以带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差作为带飞飞行器热态气动性能，解决了目前试验难以获...

本申请提供了一种透气性测试装置及基于该装置的透气性分析方法、系统透气性测试装置。一种透气性测试装置，包括：具有进气口和出气口的腔体，所述腔体内沿腔体内壁设有用于卡固待分析试件的凹槽。一种透气性测试装置，包括：具有进气口和出气口的腔体以及...

本发明提供了一种双向通油活门及其设计方法，包括壳体、堵头、套筒、弹簧、弹簧支架，套筒安装在壳体内，堵头通过弹簧支架与套筒内的弹簧连接，双向通油活门通过壳体安装在燃料箱分箱之间的输油管路上。飞行器燃料箱供油时，燃料箱内燃油从双向通油活门一...

本发明提供了一种高超声速飞行器参数在线辨识方法及使用其的力学模型，该参数在线辨识方法包括：确定系统状态方程和观测方程，状态量包括不确定参数和确定参数；计算获取状态量先验估计值和观测量先验估计值；计算状态误差协方差矩阵先验估计值；计算获取...

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...

本发明提供了一种双动力重复使用高速飞行器及其使用方法，该飞行器包括飞行器壳体、旋翼、第一动力单元、第二动力单元和舵面，旋翼和第一动力单元驱动连接，第一动力单元用于驱动旋翼转动，舵面设置在飞行器壳体的尾部，舵面用于调整高速飞行器的飞行姿态...

本发明公开一种高超声速飞行器制导控制一体化设计方法，首先，建立高超声速飞行器非线性动力学模型，基于奇异摄动理论将其分为慢时变的制导回路和快时变的控制回路，然后，分别设计两个回路的标称控制器和线性时变反馈控制器，计算两个回路的实际控制输入...

本发明提出一种弹上通讯时延测量方法，包括：根据真实弹上控制系统设备之间的电气连接关系，设计半实物仿真环境下的设备连接方式；其中，半实物仿真环境下的设备至少包括惯导系统、综控机和舵系统，所述惯导系统和所述舵系统分别与所述综控机通讯连接；半...

本发明提供了一种缓冲吸能回收装置设计方法及缓冲吸能回收装置，该方法包括：步骤一，根据缓冲吸能回收装置的应用环境及安装位置，将缓冲吸能回收装置的吸能性能及可靠连接性能作为设计关键点；步骤二，针对缓冲吸能回收装置的吸能性能的设计关键点对缓冲...

本发明提出了一种双向飞翼飞行器气动布局及设计方法，包括包括低速模态机翼、高速模态机翼、低速模态副翼、高速模态副翼、低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态垂尾和高速模态垂尾；低速模态副翼采用低速模态机翼翼梢作为全动舵面，低速模态升降舵采...

本发明提供了一种缓冲结构、缓冲吸能回收装置及飞行器，该缓冲结构包括：蜂窝芯，蜂窝芯具有多个容纳孔，多个容纳孔用于容纳飞行器级间分离过程中的爆炸螺栓残余部件；第一面板和第二面板，蜂窝芯设置在第一面板和第二面板之间，第一面板和第二面板与蜂窝...

本发明提供了一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法，主要采用高温热源壁面模拟件和石英灯加热器模拟飞行器舱内热环境，试验方法首先规定了调试试验、正式试验的试验模型及相关要求，再采用闭环温控调试确定来自舱外能量的方法、利用开环定功率加热...

本发明提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该气动参数反算方法包括：步骤一，根据飞行器的测量数据计算获取飞行器的飞行参数；步骤二，根据飞行器的测量数据以及步骤一中的飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩；步骤三，根据步骤二中的...

本发明涉及导弹飞行控制技术领域，公开了一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法。该方法包括：S100，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境；S102，仿真机接收到T0信号后，根据飞行器的数学模型和实际的舵反馈信号实时仿真计算飞行器相关的飞行...

本发明涉及气体管路控制技术领域，公开了一种气体减压器。其中，该气体减压器包括减压器壳体、阀芯、阀盖和步进电机，所述减压器壳体包括高压腔、低压腔、与所述高压腔连通的减压器进口和与所述低压腔连通的减压器出口，所述步进电机与所述阀芯连接并用于...

本发明提供了一种进气道保护罩，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部...

本发明提供了一种可悬置高速信息平台及其使用方法，该可悬置高速信息平台包括：助推级，助推级用于实现高速信息平台的助推飞行；平台级，平台级与助推级连接，平台级包括动力单元、反向止飞系统、贮充气系统、类气囊装置以及载荷系统，动力单元用于驱动高...