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

Inventor： 段毅 ,  姚世勇 ,  黄建栋 ,  赵良 ,  饶彩燕 ,  杨攀 ,  范月华 ,  段会申 ,  史文东 ,  余平 ,  周乃桢 ,  苗萌 ,  刘元春 ,  张艳红 ,  姚应权 ,  才睿

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F30/28

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。

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

Inventor： 姚世勇 ,  段毅 ,  黄建栋 ,  陈政 ,  贺峥光 ,  杨攀 ,  詹振霖 ,  李思怡 ,  苗萌 ,  饶彩燕 ,  高原 ,  田川 ,  周乃桢 ,  宋润杰 ,  张备战 ,  才睿

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28

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。

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

Inventor： 史文东 ,  关键 ,  周禹 ,  段毅 ,  余平 ,  赵晓利 ,  段会申 ,  刘斌 ,  杨攀 ,  李留刚 ,  周乃桢 ,  苗萌 ,  詹振霖

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。

公开(公告)号：CN109538416A

公开(公告)日：2019-03-29

申请号：CN201811276416.0

申请日：2018-10-30

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

Inventor： 关键 ,  段毅 ,  张备战 ,  黄建栋 ,  段会申 ,  李潞宁 ,  刘斌 ,  高原 ,  段妍

IPC: F03D9/11

Abstract: 本发明公开了一种基于椭圆截面杆涡激振动特性的风力发电装置，其特征在于，所述风力发电装置包括底座、风能捕获装置、支撑风能捕获装置的弹性支撑杆、所述弹性支撑杆表面安装柔性压电材料，所述弹性支撑杆与底座连接处安装转动装置，使弹性支撑杆在底座上进行[-90°,90°]转动。该装置相比于圆形截面杆能更有效地捕获风能，可以根据使用需求实现振动状态的快速调节，并利用压电材料将能量最终转化为电能。

公开(公告)号：CN107031812A

公开(公告)日：2017-08-11

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

Inventor： 周禹 ,  关键 ,  闵昌万 ,  余平 ,  段毅 ,  杨攀 ,  苗萌 ,  王毓栋 ,  王美利

IPC: B64C1/00 ,  B64C5/06

CPC classification number: B64C1/0009 ,  B64C5/06

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。

公开(公告)号：CN105550383A

公开(公告)日：2016-05-04

申请号：CN201410594582.0

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

Inventor： 高庆 ,  史文东 ,  李留刚 ,  段毅 ,  苏丙未 ,  张皓 ,  杨巍 ,  王骁峰

IPC: G06F17/50 ,  G01M9/02

Abstract: 本发明属于临近空间飞行器技术领域，具体涉及一种非定常气动力测量试验系统的设计方法。包括如下步骤：确定最大可用缩比尺度；建立试验状态的非定常气动特性预示分析模型，获得试验状态的非定常气动特性的预示结果，初步确定试验测量系统的有效频率范围；开展缩比模型设计；开展天平设计；开展支撑系统设计；开展测量系统设计；建立测量系统机械部分的数值分析模型，开展试验系统的动特性预分析，初步确定测量系统的动态响应特性，判断所关心频率范围内的预示测量偏差是否试验要求。本发明是基于动态测量原理的非定常气动力测量试验系统的设计方法，能够较好的完成非定常气动力测量试验系统的设计，完成非定常气动力的测量。