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公开(公告)号：CN108303229A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710669025.4
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/06
CPC classification number: G01M9/06
Abstract: 本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法，包括流动转捩位置确定模块、带强制转捩装置的高速飞行器、流场确定模块、进气道性能提取模块和进气道性能评价模块。本发明提出了针对带强制转捩装置飞行器的流动分析，获得了表征强制转捩装置后流动的特征量(流向涡长度)，可以更加准确模拟飞行器表面流态。
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公开(公告)号：CN107330175A
公开(公告)日：2017-11-07
申请号：CN201710482334.0
申请日：2017-06-22
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5086
Abstract: 本发明实施例提供了一种强制转捩装置的设计方法及系统，所述方法包括：获取飞行器飞行的流动参数，建立扰动控制方程；根据所述扰动控制方程，获得增长最快的高超声速边界层 涡；根据所述 涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度。所述系统用于执行上述方法。本发明实施例根据扰动控制方程求解获得增长最快的 涡，根据 涡的参数，获得强制转捩装置的展向长度和高度，完成了强制转捩装置的尺寸设计，提高了强制转捩装置的尺寸设计的合理性。
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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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公开(公告)号：CN108304600B
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201710673355.0
申请日：2017-08-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，先计算得到飞行条件下飞行器表面的层流流场，并将流场插值到沿飞行器表面法向的正交化网格上；沿正交化网格下的流场的势流方向对第二模态和更低频的扰动波的增长率进行积分得到飞行器表面的N值分布；根据触发转捩的N0值确定飞行器表面转捩的位置。该方法从横流稳定性的角度去分析和预测转捩的发生，改进了传统e‑N方法，考虑了横流稳定性，对横流模态的扰动波进行了积分，同时考虑了飞行器壁面温度对转捩的影响，获得了一种基于稳定性分析的转捩预测方法，可以较为准确的预测高超声速飞行器表面转捩位置。
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公开(公告)号：CN110879128A
公开(公告)日：2020-03-13
申请号：CN201911152321.2
申请日：2019-11-22
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种前缘热流密度获取的试验模型和方法，包括风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M-1个模块上孔的位置彼此交错。本发明通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。
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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：CN109632886A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811515219.X
申请日：2018-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01N25/72
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法，主要采用高温热源壁面模拟件和石英灯加热器模拟飞行器舱内热环境，试验方法首先规定了调试试验、正式试验的试验模型及相关要求，再采用闭环温控调试确定来自舱外能量的方法、利用开环定功率加热+设备工作开展正式试验的方法，最后依据试验结果判断舱内设备是否通过高温热环境的考核。该方法主要用于高速飞行器舱内有高温发热源的精细热考核试验。
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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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