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公开(公告)号：CN107031812B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710203097.X
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
Abstract: 本发明公开了一种满足高超声速大攻角横侧向控制的气动布局设计方法，气动部件处于迎风面，在高超声速大攻角状态可大幅提升飞行器侧向稳定性，同时有效降低飞行器自身滚转稳定性，利于横侧向稳定匹配控制，适应临近空间高超声速长距离飞行需求；由于气动部件为固定部件，无舵轴设计问题，为此有效降低了防隔热设计难度。
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公开(公告)号：CN105628333A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410594551.5
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: G01M9/06
Abstract: 本发明属于飞行器结构技术领域，具体涉及一种高空高马赫数条件下的气动误差确定方法。本发明提出的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，从气动预示影响因素出发，解决了地面风洞试验能力不足问题，反映了高马赫数低雷诺数流动下的特殊物理现象，将飞行器理论外形气动预示结果和受实际加工制造水平及飞行环境的影响进行了联系，全面综合了气动误差影响源，弥补了传统方法的不足，所获结果具有可信性，可解决工程实际问题。本发明给出超出风洞能力条件下的高空高马赫数状态飞行器气动系数误差值，为飞行器控制系统设计提供依据，提高成功飞行概率。
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公开(公告)号：CN113486440B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110571914.3
申请日：2021-05-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于高频压力传感器测量高速边界层扰动波的布置方法，包括步骤如下：S1：采用数值模拟方法获取飞行器的层流流场；S2：辨识飞行器层流流场的边界层参数，获取边界层外缘速度分布；S3：根据边界层外缘速度分布，获取边界层外缘流线，沿外缘流线方向布置高频压力传感器。通过本发明的方法布置的传感器能够准确地测量出高速边界层内扰动波的发展演化，为流动稳定性分析与转捩预示方法的改进和完善提供数据支撑，提升转捩预示精度。
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公开(公告)号：CN107933951A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711117142.6
申请日：2017-11-13
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: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，该方法包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的转捩。
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公开(公告)号：CN105843977A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201510023282.1
申请日：2015-01-16
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: G06F17/50
Abstract: 本发明属于CFD网格生成技术领域，具体涉及一种可用于强迫振荡、六自由度自由飞CFD计算的结构动网格生成方法。该方法包括如下步骤：(1)生成初始网格，并将初始网格分为内场与外场两个区间；(2)求解初始网格的源项；(3)旋转内场网格，给定旋转轴和转角，刚性旋转内部网格，得到新状态的内部网格；(4)求解椭圆形方程光顺外场网格。本发明所生成的网格保证了外边界的固定不动，同时保证了壁面处网格的正交性以及法向高度等特性，外场网格通过求解椭圆形方程光顺质量较好，在大角度转动后仍能保证较好的网格质量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113468656B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110573647.3
申请日：2021-05-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速预示方法，包括步骤如下：S1：截取飞行器头部网格，采用数值模拟方法获取飞行器头部的NS方程层流流场；S2：提取飞行器头部网格出口截面的流场信息，包括飞行器头部网格出口截面的点坐标及相应的流场速度在直角坐标系下的三个速度分量，出口截面的温度、压力；S3：将飞行器头部出口截面流场作为PNS接续计算的入口条件，进行PNS空间推进计算；S4：采用基于线性稳定性理论的eN方法，对飞行器头部下游的PNS层流流场进行转捩预示。本发明能够对飞行器在不同弹道状态下的转捩特性进行快速准确地预示，在满足预示精度的前提下，提升飞行器的转捩预示效率，支撑弹道、气动力与热防护设计。
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公开(公告)号：CN113468656A
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202110573647.3
申请日：2021-05-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速预示方法，包括步骤如下：S1：截取飞行器头部网格，采用数值模拟方法获取飞行器头部的NS方程层流流场；S2：提取飞行器头部网格出口截面的流场信息，包括飞行器头部网格出口截面的点坐标及相应的流场速度在直角坐标系下的三个速度分量，出口截面的温度、压力；S3：将飞行器头部出口截面流场作为PNS接续计算的入口条件，进行PNS空间推进计算；S4：采用基于线性稳定性理论的eN方法，对飞行器头部下游的PNS层流流场进行转捩预示。本发明能够对飞行器在不同弹道状态下的转捩特性进行快速准确地预示，在满足预示精度的前提下，提升飞行器的转捩预示效率，支撑弹道、气动力与热防护设计。
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公开(公告)号：CN113468655A
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202110573609.8
申请日：2021-05-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于飞行试验数据的高速边界层转捩判据标定方法，包括步骤如下：S1：采用数值模拟方法获取飞行器的基本流层流流场；S2：采用线性稳定性理论，对飞行器进行边界层流动稳定性分析；S3：根据步骤S2中的边界层流动稳定性分析结果，将飞行器的边界层划分为流向不稳定性区域与横流不稳定性区域；S4：采用eN方法，获取流向不稳定性与横流不稳定性区域的最大N值包络；S5：根据飞行器边界层转捩测量结果，分别对流向不稳定性与横流不稳定性的转捩N值进行标定，获得流向不稳定性转捩Ns值和横流不稳定性转捩Nc值；S6：利用流向不稳定性转捩Ns值和横流不稳定性转捩Nc值得到不同状态下的飞行器转捩位置及转捩形貌。本发明提升飞行器的转捩预示精度。
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公开(公告)号：CN107933951B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201711117142.6
申请日：2017-11-13
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: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，该方法包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf‑tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的转捩。
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公开(公告)号：CN106802987B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201710004999.0
申请日：2017-01-04
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: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于多性能指标体系的飞行器总体构型分级优化方法，包括：建立总体构型多性能指标体系；其中，所述指标体系包括如下指标：升阻比、升力系数、纵向稳定度、偏航稳定度和滚转稳定性；根据所述多性能指标体系建立飞行器总体构型优化模型；其中，所述优化模型中包括：所述指标体系中各个指标的指标性能的期望值；根据所述优化模型，对飞行器的总体构型进行多性能指标分级优化，直至所有指标的指标性能满足所述各个指标对应的期望值。通过本发明实现了在多性能指标强耦合情况下对高速飞行器总体构型的优化，提高了优化的可靠性和优化效率。
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