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公开(公告)号：CN106741850B
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201611035521.6
申请日：2016-11-17
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: B64C5/00
Abstract: 一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，涉及高速飞行器布局的侧向安定面外形参数设计领域；烧蚀部分和非烧蚀部分；所述非烧蚀部分的一侧设置有烧蚀分界边；烧蚀部分的一边与烧蚀分界边连接；烧蚀部分和非烧蚀部分一体化成型；非烧蚀部分包括融合边、第一前缘、第二前缘和第一底边；所述烧蚀部分包括第三前缘、第四前缘和第二底边；其中，融合边、第一前缘、第二前缘、第一底边、第二底边、第四前缘、第三前缘首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。设计出适合此类飞行器的可变形侧向安定面气动外形参数，实现对三通道气动特性的有效协调，并解决宽飞行剖面内横侧向稳定性调节、部件气动干扰、防热约束等问题。
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公开(公告)号：CN105628333B
公开(公告)日：2018-06-22
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：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
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。
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公开(公告)号：CN106802987A
公开(公告)日：2017-06-06
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: G06F17/50
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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公开(公告)号：CN106156383A
公开(公告)日：2016-11-23
申请号：CN201510158337.X
申请日：2015-04-03
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
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明属于飞行器气动外形优化设计技术领域，具体涉及一种参数化气动外形数模及结构网格自动生成方法。包括如下步骤：获取需优化飞行器的理论外形描述，定义外形参数；编写外形生成程序；采用脚本记录的方法记录对软件的操作，在后续重复性的工作中仅运行脚本即可完成网格生成工作，采用与宏录制时拓扑结构一致，包括数模中点、线、面的顺序的数模文件；将外形自动生成与网格自动生成程序进行集成，通过操作系统的脚本实现。本发明通过编写脚本程序读取定义外形的各个参数计算出理论外形，并获得三维建模软件提供给Windows系统的COM接口，进而获取生成各种外形的函数，调用上述函数生成数模并保存。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113468655B
公开(公告)日：2023-05-09
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：CN113486440A
公开(公告)日：2021-10-08
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：CN106156383B
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201510158337.X
申请日：2015-04-03
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
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明属于飞行器气动外形优化设计技术领域，具体涉及一种参数化气动外形数模及结构网格自动生成方法。包括如下步骤：获取需优化飞行器的理论外形描述，定义外形参数；编写外形生成程序；采用脚本记录的方法记录对软件的操作，在后续重复性的工作中仅运行脚本即可完成网格生成工作，采用与宏录制时拓扑结构一致，包括数模中点、线、面的顺序的数模文件；将外形自动生成与网格自动生成程序进行集成，通过操作系统的脚本实现。本发明通过编写脚本程序读取定义外形的各个参数计算出理论外形，并获得三维建模软件提供给Windows系统的COM接口，进而获取生成各种外形的函数，调用上述函数生成数模并保存。
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公开(公告)号：CN106741850A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611035521.6
申请日：2016-11-17
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: B64C5/00
CPC classification number: B64C5/00
Abstract: 一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，涉及高速飞行器布局的侧向安定面外形参数设计领域；烧蚀部分和非烧蚀部分；所述非烧蚀部分的一侧设置有烧蚀分界边；烧蚀部分的一边与烧蚀分界边连接；烧蚀部分和非烧蚀部分一体化成型；非烧蚀部分包括融合边、第一前缘、第二前缘和第一底边；所述烧蚀部分包括第三前缘、第四前缘和第二底边；其中，融合边、第一前缘、第二前缘、第一底边、第二底边、第四前缘、第三前缘首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。设计出适合此类飞行器的可变形侧向安定面气动外形参数，实现对三通道气动特性的有效协调，并解决宽飞行剖面内横侧向稳定性调节、部件气动干扰、防热约束等问题。
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公开(公告)号：CN118536417A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410477299.3
申请日：2024-04-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 段毅 , 周乃桢 , 杨攀 , 李思怡 , 姚世勇 , 肖振 , 王美利 , 张健 , 高原 , 田川 , 苗萌 , 范月华 , 段会申 , 史文东 , 詹振霖 , 刘元春 , 饶彩燕 , 赵隆祥
Abstract: 本发明涉及一种物面质量引射对摩阻影响的工程修正方法及系统，属于气动设计领域，通过生成结构网格，计算求解Navier‑Stokes方程，得到不考虑质量引射下的空间流场参数，获得飞行器表面各网格点摩擦应力分布和边界层特征参数，计算得到飞行器表面引射因子分布；根据壁温条件下引射气体与来流气体的定压比热容，得到壁温条件下的定压比热容比；利用风洞试验数据拟合获得的质量引射影响的修正关系式，得到物面质量流量#imgabs0#下的摩擦应力系数分布，对摩擦应力系数分布进行积分，得到整个飞行器考虑质量引射流量的摩阻系数；本发明修正方法效率很高，可直接利用不考虑质量引射的NS方程计算结果，能适应临近空间飞行器复杂外形且精度较高，并且该方法适应性较广。
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