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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：CN113532722A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110571918.1
申请日：2021-05-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于飞行试验脉动压力数据的双谱分析转捩辨识方法，包括步骤如下：S1：采用移动平均方法对飞行器上压力传感器测得的瞬时压力p进行滤波，得到平均压力获取飞行器的脉动压力在时间域上的分布曲线；S2：对脉动压力在时间域上的分布曲线进行划分，截取若干个Δt时间段内的脉动压力数据；Δt的取值范围根据采样频率选取；S3：对Δt时间段内的脉动压力数据进行双谱分析，得到每个Δt时间段内的脉动压力双谱值；S4：根据不同时间段内的脉动压力双谱值大小，辨识飞行器转捩发生时刻。本发明能够较为准确地辨识出飞行试验中飞行器边界层的转捩时刻，对后续飞行器的弹道优化、热防护设计提供数据支撑。
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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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公开(公告)号：CN113532722B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110571918.1
申请日：2021-05-25
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于飞行试验脉动压力数据的双谱分析转捩辨识方法，包括步骤如下：S1：采用移动平均方法对飞行器上压力传感器测得的瞬时压力p进行滤波，得到平均压力获取飞行器的脉动压力在时间域上的分布曲线；S2：对脉动压力在时间域上的分布曲线进行划分，截取若干个Δt时间段内的脉动压力数据；Δt的取值范围根据采样频率选取；S3：对Δt时间段内的脉动压力数据进行双谱分析，得到每个Δt时间段内的脉动压力双谱值；S4：根据不同时间段内的脉动压力双谱值大小，辨识飞行器转捩发生时刻。本发明能够较为准确地辨识出飞行试验中飞行器边界层的转捩时刻，对后续飞行器的弹道优化、热防护设计提供数据支撑。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112733471B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202110029099.8
申请日：2021-01-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种用于分离两体非定常气动特性的方法，包括：分析分离工况下飞行器底部气体流动特性；获取不同分离距离下两体间的相对姿态信息；将后子级受前子级尾流区影响的运动区域划分为：后子级受前子级尾流区非定常流动效应干扰第一区域、后子级受前子级尾流干扰第二区域，分离体两体不干扰第三区域；根据分离距离范围，分别获取两体的气动特性，所述两体的气动特性包括定常值和非定常值；根据所述非定常值计算不同分离距离和姿态信息下的非定常气动特性；根据所述定常值获得前、后子级的定常气动特性。
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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：CN112733471A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202110029099.8
申请日：2021-01-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种用于分离两体非定常气动特性的方法，包括：分析分离工况下飞行器底部气体流动特性；获取不同分离距离下两体间的相对姿态信息；将后子级受前子级尾流区影响的运动区域划分为：后子级受前子级尾流区非定常流动效应干扰第一区域、后子级受前子级尾流干扰第二区域，分离体两体不干扰第三区域；根据分离距离范围，分别获取两体的气动特性，所述两体的气动特性包括定常值和非定常值；根据所述非定常值计算不同分离距离和姿态信息下的非定常气动特性；根据所述定常值获得前、后子级的定常气动特性。
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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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