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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：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：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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Patent Agency Ranking
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：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
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：CN110697070A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910989586.1
申请日：2019-10-17
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 朱广生 , 杨依峰 , 王锁柱 , 李晓轩 , 刘文伶 , 陈刚 , 王永海 , 水涌涛 , 胥继斌 , 许晓斌 , 陈星 , 段毅 , 苏伟 , 张立坤 , 薛普 , 叶瑞 , 范孝华 , 郭鹏 , 李思怡 , 陈浩 , 吴乔 , 张衷之 , 童伟 , 严东升 , 张昱煜 , 李强 , 李漫红 , 王立研
IPC: B64F5/00
Abstract: 一种面对称布局飞行器研制的新型升力体标准模型设计方法，针对现有技术中，HSCM系列标模对于新型面对称高升力气动布局低静稳定裕度、纵向与横航向气动特性差异显著等特点缺乏考虑，在不同风洞试验中，试验数据之间散差较大和横航向数据测量精度较低的问题，通过采用新的标准模型设计原则，采用参数化设计出可长期用于风洞试验的新型升力体标模，可满足地面模拟设备和测试技术的考核要求。
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公开(公告)号：CN110697070B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201910989586.1
申请日：2019-10-17
Applicant: 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 朱广生 , 杨依峰 , 王锁柱 , 李晓轩 , 刘文伶 , 陈刚 , 王永海 , 水涌涛 , 胥继斌 , 许晓斌 , 陈星 , 段毅 , 苏伟 , 张立坤 , 薛普 , 叶瑞 , 范孝华 , 郭鹏 , 李思怡 , 陈浩 , 吴乔 , 张衷之 , 童伟 , 严东升 , 张昱煜 , 李强 , 李漫红 , 王立研
IPC: B64F5/00
Abstract: 一种面对称布局飞行器研制的新型升力体标准模型设计方法，针对现有技术中，HSCM系列标模对于新型面对称高升力气动布局低静稳定裕度、纵向与横航向气动特性差异显著等特点缺乏考虑，在不同风洞试验中，试验数据之间散差较大和横航向数据测量精度较低的问题，通过采用新的标准模型设计原则，采用参数化设计出可长期用于风洞试验的新型升力体标模，可满足地面模拟设备和测试技术的考核要求。
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