本发明提出一种两级入轨空天飞行器上升段轨迹及设计方法，通过对一二级上升段进行划分，确定上升段轨迹形式，首先确定分离点位置，再进行二级轨迹设计，最后进行一级轨迹设计。本发明算法简洁、求解高效，可广泛用于空天飞行器、临近空间高超声速飞机上升...

本发明提供一种小尺度强化换热结构，可作为高超声速飞行器尖端前缘或进气道溢流口部位使用，包括蒙皮、高导热结构、强化换热微结构以及进出口结构，通过高导热结构将局部热斑区域热流进行三维均匀扩散，同时通过强化换热微结构控制冷却介质的流动、换热和...

本发明实施例提供一种风洞试验装置及其设计方法，涉及风洞试验考核技术，能够解决难以在单次风洞试验中进行多个状态考核问题。所述风洞的试验考核装置具有多级压缩特征，多级压缩区域表面型线由N段弯折的线段L1、L2、L3……、Ln构成，L0是攻角...

本实用新型提出一种二维活塞输油泵，包括泵壳、左、右端盖、左泵芯、右泵芯、电机联轴器和中间联轴器，左右泵芯置于泵壳中并通过左右端盖限位使其与泵壳固连，左泵芯、右泵芯通过中间联轴器连接并传动。本实用新型特殊的传动及油路设计，使得泵体、缸体的...

本发明是一种单向阻尼器，主要由外壳、活塞螺栓、垫盖、弹垫、活塞密封圈、活塞头、活塞杆、T型安装座、通盖外密封圈、通盖、通盖内密封圈组成。活塞头内部有圆锥孔，与活塞杆端部的锥台相匹配，当移动方向与锥度方向相同时，锥面配合起到密封作用，阻尼...

本发明是一种可调式阻尼器。本发明的可调式阻尼器主要包括外壳、活塞螺栓、活塞板、活塞密封圈、活塞、连接螺栓、T型安装座、通盖外密封圈、通盖、通盖内密封圈、通盖螺栓等。活塞的头部有用于安装的腰型孔和阻尼介质的流通栅孔组，通过与挡板配合决定流...

本发明提供一种飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法，包括：通过缝隙加热的电弧风洞试验分别获得有缝模型和无缝模型缝隙的测温数据，并根据测温数据获得试验状态的缝隙内外壁焓比；根据预设飞行条件，计算飞行状态的缝隙外表面壁焓；根据缝隙...

本发明提出一种高超声速飞行器异形油箱结构，包括异形油箱主体结构和空间桁架结构，所述的异形油箱主体结构是工字形夹层结构、三角形夹层结构、长桁和泡沫夹层结构粘接组成的密闭箱式结构,若干套空间桁架结构平行安装在异形油箱主体结构内部，通过连接结...

本发明实施例公开的一种试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，涉及发动机燃气对飞行器底部辐射热流测试技术，能够解决目前无法进行发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量问题。该试验件为耐高温的圆柱或方柱，外表面承受燃气辐射加...

本发明实施例公开的一种风洞试验装置，涉及风洞试验技术，能够解决试验件表面的实际焓值低于设计焓值问题。该装置包括喷管、试验件、扩压段和真空罐，喷管壁面设有抽吸区域，抽吸区域通过气体管道与真空罐连接，通过抽吸作用，将贴近喷管壁面附近边界层内...

本发明提出一种二维活塞输油泵，包括泵壳、左、右端盖、左泵芯、右泵芯、电机联轴器和中间联轴器，左右泵芯置于泵壳中并通过左右端盖限位使其与泵壳固连，左泵芯、右泵芯通过中间联轴器连接并传动。本发明特殊的传动及油路设计，使得泵体、缸体的结构优化...

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元...

本发明提供一种自动对接充电系统，包括固定电源输出装置和固定在行走设备上的移动对接装置，所述固定电源输出装置包括活动单元、设置在所述活动单元内的第一电极柱和第一电极锥，所述移动对接装置包括可伸缩机构、设置在所述可伸缩机构上的第二电极柱和第...