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公开(公告)号：CN110155363B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910216032.8
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种基于CFD方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CFD方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CFD方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：CN110826208A
公开(公告)日：2020-02-21
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：CN110162823A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910206454.7
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
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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公开(公告)号：CN110162822A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910206453.2
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110160738A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910216105.3
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，方法包括以下步骤：步骤1、选取一翼型并获取翼型的相关参数，基于相关参数将翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿轴线将翼型曲线旋转成体得到旋成体；步骤3、沿轴线，获取旋成体的半模模型；步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；步骤5、将实体模型进行实体抽壳，得到开口壳体模型；步骤6、在开口壳体模型上设置翼面接头的插入通孔即可。本发明能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。
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公开(公告)号：CN110160737A
公开(公告)日：2019-08-23
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：CN110160738B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201910216105.3
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，方法包括以下步骤：步骤1、选取一翼型并获取翼型的相关参数，基于相关参数将翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿轴线将翼型曲线旋转成体得到旋成体；步骤3、沿轴线，获取旋成体的半模模型；步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；步骤5、将实体模型进行实体抽壳，得到开口壳体模型；步骤6、在开口壳体模型上设置翼面接头的插入通孔即可。本发明能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。
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公开(公告)号：CN110162817A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201811127641.8
申请日：2018-09-27
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
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：CN110155363A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910216032.8
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种基于CFD方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CFD方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CFD方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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