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公开(公告)号：CN109726432A
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201811414015.7
申请日：2018-11-26
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种飞行器底部结构温度计算方法，该方法包括：一，根据设定飞行器的气动外形和飞行轨迹状态参数，获取飞行器底部结构受外部流动气流影响的气动热环境数据；二，根据设定飞行器的气动外形、飞行轨迹状态参数、发动机尾喷管型面和发动机尾喷管入口参数，获取飞行器底部辐射平衡温度数据；步骤三，根据步骤一中的气动热环境数据以及步骤二中的飞行器底部辐射平衡温度数据，结合飞行器底部结构模型，开展飞行器底部结构传热分析以获取飞行条件下飞行器底部结构的温度分布及各个位置的温度值。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中不能有效计算飞行器底部结构温度所导致飞行器安全性能降低的技术问题。
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公开(公告)号：CN108304596A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710306478.0
申请日：2017-05-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象的分析方法，涉及飞行器舱内设备辐射/传热现象分析技术，能够解决舱内设备的温度数据获取速度慢精度低的问题。该方法首先析舱内电池等高温热源对舱内设备的辐射传热量，建立相应的舱内设备吸收辐射热流数据库；再考虑高温热源的辐射、设备自身发热、空气导热、三维传热，分析舱内设备的温度，最后分析舱内设备温升机理，提出控制舱内设备温升的主要措施，为改善舱内热环境提出指导依据，该方法主要用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象分析。
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公开(公告)号：CN108303233A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669050.2
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置。本发明通过确定适用于带强制转捩装置的高速飞行器的试验准则，实现了带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验；本发明试验设备充分考虑飞行状态和风洞状态下强制转捩差异，对强制转捩装置模型进行修正，使得风洞试验能准确反应飞行状态。
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公开(公告)号：CN110457773B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN201910655708.3
申请日：2019-07-19
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法，该试验模型在试验件的一侧设置制造激波工装，用于产生满足干扰区热环境要求的激波，该试验方法通过试验模型参数设计、试验状态参数设计及覆盖性计算，获得满足考核要求的试验模型和试验状态。本发明解决了由于风洞能力限制导致传统的前缘电弧风洞考核试验对于飞行条件覆盖性不足问题，利用制造激波的方式实现了高速飞行器前缘干扰区的电弧风洞考核。使用本试验方法，实现了对高速飞行器前缘干扰区高热流、高压力和大温度梯度的考核，为飞行器结构方案提供支撑。
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公开(公告)号：CN108304596B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201710306478.0
申请日：2017-05-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明实施例公开的一种用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象的分析方法，涉及飞行器舱内设备辐射/传热现象分析技术，能够解决舱内设备的温度数据获取速度慢精度低的问题。该方法首先析舱内电池等高温热源对舱内设备的辐射传热量，建立相应的舱内设备吸收辐射热流数据库；再考虑高温热源的辐射、设备自身发热、空气导热、三维传热，分析舱内设备的温度，最后分析舱内设备温升机理，提出控制舱内设备温升的主要措施，为改善舱内热环境提出指导依据，该方法主要用于高超声速飞行器舱内设备辐射/传热现象分析。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108304601B
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201710673374.3
申请日：2017-08-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器边界层转捩的判断方法，基于前期试验数据确定飞行器表面的转捩位置；获取对应试验状态飞行器表面正交化的层流流场，并采用考虑横流模态的改进e‑N方法获取飞行器表面的N值分布；结合试验数据确定的飞行器表面转捩位置，确定触发转捩的N值N0，并用于目标飞行器转捩位置的判定。该方法基于试验数据，考虑了升力体/乘波体外形高超声速飞行器流场的三维性特点，采用e‑N方法积分时除了考虑第二模态扰动波外，也考虑更低频的横流模态的扰动波，得到了准确预测转捩位置的转捩判据N0，为升力体/乘波体外形高超声速飞行器边界层转捩的准确预测提供了一种有效的判断方法。
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公开(公告)号：CN108304597B
公开(公告)日：2019-07-09
申请号：CN201710669008.0
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、头部前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
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公开(公告)号：CN108304597A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669008.0
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5009 , G06F17/5095
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器头部前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、头部前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
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公开(公告)号：CN119939755A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411783071.3
申请日：2024-12-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F111/04 , G06F113/28
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器热环境计算方法，分别计算发动机尾喷管未伸长、伸长到最大位置两个状态的尾舱底部辐射平衡温度，取出最大值，取基准温度、辐射平衡温度最大值及两者之间的若干个温度值作为底部热壁热流计算的热壁温度数据集。通过两个状态尾舱底部热壁热流对时间、尾舱底部实际温度的插值，获得尾喷管伸长过程中的热壁热流值，从而在尾舱传热计算时将尾喷管伸长对尾舱底部热环境的影响考虑在内。将气动热、尾喷管内壁温的典型时刻及尾舱底部热壁热流的热壁温度值合并为特征点数据集，实现三种不同边界条件的预先处理，使得传热计算时通过一个插值函数即获得三种不同边界条件的实时数值，降低了边界条件处理复杂程度，提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN109918765B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN201910159395.2
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，涉及一种考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的计算方法，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。该方法首先分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合计算需要考虑的换热机制；再考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合计算，最后判断辐射、对流换热、热传导、设备自身发热对关注部件升温的贡献，分析舱内关注部件的温升机理，该方法主要用于高速飞行器舱内热环境耦合精细分析。
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