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公开(公告)号：CN118504114A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410591823.X
申请日：2024-05-14
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种考虑机翼面内运动的非定常气动力计算方法，所述方法包括：得到空间气动面网格；获取结构弹性模态；得到气动面的运动模态；建立每个网格中3/4弦长点处均满足的积分方程，得到空间曲面偶极子影响系数矩阵；计算空间气动面网格的当地法向量，得到法向模态向量；建立考虑法向运动修正的物面边界条件，确定网格无量纲法向下洗速度，得到网格无量纲法向下洗速度的列向量；获取空间气动面网格的非定常气动力系数；获取空间气动面网格的非定常气动力。本发明能够解决现有技术中非定常气动力计算方法不考虑机翼变形后的空间三维曲面效应，也忽略机翼运动速度对非定常气动力的影响，导致非定常气动力计算结果不准确的技术问题。
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公开(公告)号：CN110162817B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN201811127641.8
申请日：2018-09-27
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种静气动弹性试验模型和设计方法，通过采用将本体按照结构和材料变化之处分段，然后模型根据本体的分段，采用分段变截面的主梁来模拟本体的刚度，采用蒙皮来模拟本体的外形，从而在按照本体详细的结构的基础上，对本体进行模型的制作。应用本发明的技术方案，解决了现有模型制作不能对本体复杂结构进行模拟，和现有仿真的方案模型制作复杂的问题，实现了静气动弹性试验模型的要求。
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公开(公告)号：CN110160758A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910212444.4
申请日：2019-03-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种开裂式舵系统地面刚度试验方法。其中，该方法包括：根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，舵面包括上舵面和下舵面；基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界；舵机根据试验工况发送舵偏指令控制上舵面和下舵面偏转；利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对上舵面和下舵面逐级加压进行正式试验；利用位移传感器分别对上舵面和下舵面进行位移测量；基于位移测量结果绘制刚度曲线。由此，可以排除机翼变形带来的干扰，能够大幅降低操纵面刚度试验测量误差，获得高精度的刚性试验数据。
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公开(公告)号：CN117213430A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311037226.4
申请日：2023-08-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01B21/22
Abstract: 本发明提供一种风洞模型舵面偏角检测方法，该检测方法包括：步骤一、在舵面一侧设置一块形状规则的垫块，对垫块的AB面进行处理以使处理后的AB面与舵的对称面相平行，AB面是与垫块和舵对称面一侧相连接的面相背设置的面；步骤二、将舵安装在飞行器风洞模型上，并将模型放置于机床上调平；步骤三、获取处理后的AB面上任一点的压力值和该点的X，Y，Z坐标，其中，Y轴为竖直方向；步骤四、在Z坐标与步骤三中相同的情况下，获取处理后的AB面上另一点，该点的压力值与步骤三中压力值相同，记录该点的X，Y坐标；步骤五、通过步骤三和步骤四两点的坐标得到dx和dy，以此计算出实际舵偏角的值。本发明方法能够极大的提高试验模型舵面偏角的测量精度。
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公开(公告)号：CN110162825A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910212151.6
申请日：2019-03-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种开裂式舵面气动弹性建模方法，包括：S100针对全机建立流场三维网格，进行指定条件下的CFD计算获得各部件气动力分布；S102建立开裂式舵面结构三维有限元模型，确定模型各物面的插值节点；S104将各部件的气动力分别插值到模型对应物面的插值节点，进行结构静力分析得到全机结构弹性变形；S106将各部件结构弹性变形分别插值到各物面的流场网格，进行全流场域动网格获得弹性变形后的流场网格；S108针对弹性变形后的流场网格进行CFD计算；S110判断计算结果是否满足静气动弹性收敛条件，满足转S112，否则转S114；S112完成静气动弹性建模；S114获取弹性变形后的气动力，执行S104-S110。由此更好地实现开裂式舵面气动弹性建模。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110826208B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN201911041135.1
申请日：2019-10-30
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种气动数值模拟加速收敛方法，包括：1、生成数值计算用的网格文件；2、基于网格文件进行首个工况的数值计算，直至该工况下的气动力和气动力矩系数充分收敛，在进行数值计算之前需要进行流场初始化；3、基于首个工况下得到的流场数据进行第二工况的数值计算，直至该工况下的气动力和气动力矩系数充分收敛，在进行第二工况的数值计算之前不需要重新初始化流场，且首个工况与第二工况下的参数满足：当前工况与上一工况的攻角、侧滑角应满足|αn‑αn‑1|+|βn‑βn‑1|≤4°，计算Ma应满足|Man‑Man‑1|≤0.5；4，按照步骤3第二工况下的数值计算方法依次进行其余工况的数值计算。本发明能够快速精确获取飞行器大量工况气动数据，可以显著降低计算量，节约计算资源。
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公开(公告)号：CN110160758B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910212444.4
申请日：2019-03-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种开裂式舵系统地面刚度试验方法。其中，该方法包括：根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，舵面包括上舵面和下舵面；基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界；舵机根据试验工况发送舵偏指令控制上舵面和下舵面偏转；利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对上舵面和下舵面逐级加压进行正式试验；利用位移传感器分别对上舵面和下舵面进行位移测量；基于位移测量结果绘制刚度曲线。由此，可以排除机翼变形带来的干扰，能够大幅降低操纵面刚度试验测量误差，获得高精度的刚性试验数据。
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公开(公告)号：CN110162822B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910206453.2
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，该方法包括：一，对变形气动面进行网格划分；二，获取结构模态信息并将其插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；三，确定时域分析计算步长；四，基于全位势流理论，在各个气动网格上布置涡环，利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布；五，将后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场；六，将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上，重复步骤四和步骤五，直至完成时域内推进非定常气动力的求解。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中时域气动力计算建模复杂且计算效率低的技术问题。
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公开(公告)号：CN110160737B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910216036.6
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用工程面元法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
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公开(公告)号：CN110162823B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910206454.7
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法，该方法包括：对飞行器的变形后气动面进行网格划分；获取飞行器的结构弹性模态；提取与变形后气动面相关的结构弹性模态并插值到气动网格上；在网格上布置偶极子基本解，求解核函数，根据核函数求解气动力影响系数矩阵；计算变形后气动面的气动网格的当地法向量；根据变形后气动面的法向模态求解法向运动边界条件；求解变形后气动面网格上的非定常气动力；根据变形后气动面网格上的非定常气动力和变形后气动面的法向模态以获取广义化的曲面非定常气动力。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法实现柔性飞行器频域非定常气动力的准确描述和计算的技术问题。
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