公开(公告)号：CN110457773A

公开(公告)日：2019-11-15

申请号：CN201910655708.3

申请日：2019-07-19

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 贺济洲 ,  康宏琳 ,  郭德春 ,  周丹 ,  贾文利

IPC: G06F17/50

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。

公开(公告)号：CN108304599B

公开(公告)日：2019-07-12

申请号：CN201710669058.9

申请日：2017-08-08

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 罗金玲 ,  周丹 ,  吴宁宁 ,  康宏琳 ,  李泽梁

IPC: G06F17/50

CPC classification number: Y02T90/50

Abstract: 本发明提出一种高速飞行器翼舵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、翼舵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。

公开(公告)号：CN108304601A

公开(公告)日：2018-07-20

申请号：CN201710673374.3

申请日：2017-08-09

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 贾文利 ,  罗金玲 ,  汤继斌 ,  康宏琳 ,  刘建新 ,  黄章峰 ,  周丹

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。