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公开(公告)号：CN117787120A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311677545.1
申请日：2023-12-08
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种用于飞行仿真的突风载荷时域计算方法，用于飞行器仿真中。本发明方法先将飞行器划分平面气动网格，在展向方向划分气动片条，计算片条的广义气动力系数；选择一个标定工况，使用传统频域方法计算每个片条的气动力并转化到时域；提出突风气动力拟合公式，并利用标定工况下的计算结果确定气动力的幅值系数和时延系数；针对计算工况，确定突风参数，带入突风气动力公式求得飞行器的时域突风气动力，带入飞行器结构的状态空间方程计算时域突风载荷，进行飞行仿真计算。本发明避免了传统时域求解时拟合曲线高度螺旋化导致误差过大的情况，相较CFD/CSD求解方式大大减少计算时间，并保证了计算精度，可以广泛应用于飞行仿真中。
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公开(公告)号：CN114707370A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210104408.8
申请日：2022-01-28
申请人： 北京航空航天大学 , 海鹰航空通用装备有限责任公司
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种适用于弹性飞机的飞行仿真方法。本发明构建了反映气动弹性效应的补丁模块，该补丁模块从刚体/弹性耦合方程中拆分出具有弹性效应的广义气动力，将其叠加到刚性飞机运动方程的广义气动力中，实现弹性飞机运动方程的求解；同时将弹性振动引起的测量信号叠加到刚性飞机的运动响应中，实现弹性飞机的测量信号模拟。本发明在刚性飞机的飞行仿真中置入该补丁模块，将其推广至弹性飞机的飞行仿真，避免了直接求解刚体/弹性耦合运动方程带来的复杂问题，使得原有刚性飞机飞行仿真技术的研究成果得以拓展，节省了工作量，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN114611345A
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202210116081.6
申请日：2022-01-28
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提出了一种阵风响应飞行试验方法，属于飞行试验技术领域。本发明方法以考虑飞机真实结构、气动和控制的理论阵风响应时域模型为基础，采用最优化的方法求解舵面时域控制输入，在无风条件下，通过舵面偏转控制飞机模拟阵风响应运动。本发明方法通过舵面控制飞机来模拟产生阵风响应运动，摆脱了自然阵风下飞机阵风响应飞行试验对天气状况的依赖，规避了不可控的风险；本发明方法采用时域确定的舵面控制输入替代传统的随机信号输入，解决了传统试验方法中人工阵风模拟在频域内受限于模拟阵风类型的问题，更能直观说明舵面偏转和阵风引起的飞机运动的相似性，有利于阵风响应飞行试验的具体实施，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN111125971B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN201911368690.5
申请日：2019-12-26
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性分析方法，该方法首先针对吸气式高超声速飞行器推进系统进行建模，在此基础上，通过数值模拟分析了推力随马赫数、迎角及燃油当量比的变化规律。使用随机多项式展开方法，得到了推力的估计值及置信区间。本发明所提出的分析方法克服了传统方法在计算效率上的限制，可快速高效得到吸气式高超声速飞行器推进系统力学特性，为飞行器初步设计阶段提供了数据支撑。
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公开(公告)号：CN111982460A
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN202010792941.9
申请日：2020-08-07
IPC分类号： G01M9/08
摘要： 本发明从实际应用出发，针对已有风洞模型间隙模拟装置的不足，提出了一种风洞模型的间隙模拟装置。该装置通过间隙摇臂与间隙挡块之间的配合来模拟非线性间隙，通过改变间隙挡块尺寸来改变间隙大小，间隙模拟的精度较高。此外该装置采用了间隙切换块来切换试验的线性与非线性间隙状态，可以确保严格意义上的线性状态。该装置的上下轴承均选用了可以同时承受较大轴向载荷和径向载荷的深沟球轴承，整个装置也具有足够的刚度，对模型试验影响很小。本发明可以适用于多种模型的风洞及地面线性/非线性间隙试验。
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公开(公告)号：CN107844646B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201711064484.6
申请日：2017-10-30
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06N3/12 , G06F119/14
摘要： 本发明提出了一种细长体分布式载荷等效减缩方法。该方法采用一维曲线样条插值法进行分布式载荷的等效减缩，然后采用关键模态相似准则来优化减缩点数目和位置，使细长体在有限个减缩点集中式载荷作用下的动响应与分布式载荷作用下的动响应接近。该方法应用范围广泛，适用于细长体静力和动响应试验；所采用的插值方法只与插值前后坐标有关，可以适用于任意分布式载荷及任意边界条件；通过关键模态相似准则优化校验，提高了等效减缩结果的精确性，具有很高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN101793591B
公开(公告)日：2012-02-01
申请号：CN201010135618.0
申请日：2010-03-26
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 本发明提供一种飞行器气动伺服弹性(Aero-servo-elasticity，ASE)地面模拟试验系统，其应用对象是可能发生气动伺服弹性失稳问题的飞行器。整个系统包括：试验对象飞行器(含控制增稳系统)、安装于飞行器结构上的运动信号传感器、中控计算机以及飞行器气动力数值计算模块、气动力模拟加载装置等。此系统对飞行器运动信号进行实时测量和处理，在相关理论基础上通过特定算法计算飞行器的非定常气动力，并通过激振器实现气动力模拟加载。此系统与试验飞行器相连接，用以评估飞行器的气动伺服弹性稳定性，并可用于原飞行器控制增稳系统的改进设计和先进控制方法的验证研究。
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公开(公告)号：CN118194755A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410333136.8
申请日：2024-03-22
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/17 , B64F5/60 , G01M7/02 , G06F119/14 , G06F119/10 , G06F119/08 , G06F119/06 , G06F113/28 , G06F111/10
摘要： 本发明提出一种基于试验结构频响函数的翼舵非线性颤振预测方法，属于飞行器设计领域。本发明方法使用半物理试验/半数值计算的方法，可采用三种激励方式的地面振动试验获取不同激励状态的结构等效线性频响函数，激励方式包括定响应幅值稳态正弦激励，定激振力幅值稳态正弦激励，定功率谱有限带宽随机激励；建立翼舵的气动网格模型，数值计算翼舵的缩聚非定常气动力频响函数；结合获得的结构等效线性频响函数和缩聚非定常气动力频响函数形成闭环颤振系统回差矩阵，使用多变量奈奎斯特判据预测不同激励条件下的颤振边界。本发明方法使用真实翼舵地面振动试验的频响函数，结构特性表征准确，预测精度高，具有一定的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN117787121A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311686256.8
申请日：2023-12-08
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种基于柔性多体动力学的高精度流固耦合仿真方法，属于流固耦合仿真技术领域。本发明方法包括：建立仿真对象的有限元模型、利用模态矩阵建立柔性体、批量创建标架和力元对象、编写用户自定义子程序UDF1并编译为动态链接库连接到计算模型，形成固体求解服务器；划分流体动力学计算网格、编写UDF2并编译后连接到计算模型，形成流体求解服务器；主控模块在每个仿真时间步交替生成两个标识文件以用于固体和流体求解，进行流固耦合的数据交换及插值映射，最终获得高精度流固耦合仿真结果。本发明以非侵入式开发方式实现了功能拓展和系统综合，各组件可独立升级或替换不同的求解器内核，便于升级和维护，具有广泛的应用前景。
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