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公开(公告)号：CN114611421B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202210143246.9
申请日：2022-02-16
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种基于模态衰减的人工黏性方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立控制方程；步骤S2：使用最小二乘的方法计算衰减率τ；步骤S3：使周围网格守恒变量q组成新的守恒变量qex代替原守恒变量q，并组合得到新的人工黏性模型；步骤S4：通过得到的守恒变量qex和黏性系数μ，得到粘性通量g，基于间断有限元的理论求出随时间t变化的守恒变量q，进而得到整个流场的结果。本发明的人工黏性模型可以很好的捕捉流场中的激波位置，从而有效抑制激波间断处的伪振荡；通过结合当前网格及其相邻网格的变量，增强用于估计衰减率的信息，适用于低阶的计算。
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公开(公告)号：CN114611421A
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202210143246.9
申请日：2022-02-16
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种基于模态衰减的人工黏性方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立控制方程；步骤S2：使用最小二乘的方法计算衰减率τ；步骤S3：使周围网格守恒变量q组成新的守恒变量qex代替原守恒变量q，并组合得到新的人工黏性模型；步骤S4：通过得到的守恒变量qex和黏性系数μ，得到粘性通量g，基于间断有限元的理论求出随时间t变化的守恒变量q，进而得到整个流场的结果。本发明的人工黏性模型可以很好的捕捉流场中的激波位置，从而有效抑制激波间断处的伪振荡；通过结合当前网格及其相邻网格的变量，增强用于估计衰减率的信息，适用于低阶的计算。
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公开(公告)号：CN108233615A
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201810056345.7
申请日：2018-01-20
Abstract: 本发明公开了一种用于旋转模型水洞试验的驱动装置，包括电机、变频器、万向联轴器、上下传动杆、传动装置、上下轴承、齿轮、涡轮、上下底板和固定杆；电机与变频器相连并由变频器控制；上下传动杆均穿过固定杆，上下传动杆分别通过上轴承和下轴承与固定杆连接，上下轴承固定安装在固定杆内，上传动杆通过联轴器连接至电机输出轴，上传动杆通过传动装置带动下传动杆；固定杆与上下底板分别固定连接；齿轮固定安装在固定杆上并与涡轮啮合。本发明的装置可以实现输入轴与输出轴异面的不同传动比的传动并在传动的过程中同时改变输入轴与输出轴的夹角，适用于水洞、风洞等模型需要旋转并改变攻角的实验场合。
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公开(公告)号：CN109696088B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201811496609.7
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明提供了一种紧凑式弹翼缩展机构及导弹，能够增加战术导弹导弹射程，扩展作战空域，增大可用过载，提高机动能力，节约外部空间，便于内埋挂载。本发明公开了紧凑式弹翼缩展机构，其主要特征为：伸缩翼、连杆、活塞套筒、活塞杆、轴、支架、弹簧、推盘、启爆器、止动销钉、挡块等组成。采用紧凑式弹翼缩展机构可以在展向尺寸有限的条件下实现同时兼顾满足弹射发射安全性和末端大机动性的不同要求。
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公开(公告)号：CN111521366B
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN202010382705.X
申请日：2020-05-08
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种应用于超声速旋转飞行器舵面尾涡的流动显示装置，包括：粒子发生器、图像记录仪、试验模型、信号发生器、旋转驱动装置、高能激光器以及同步控制器；所述粒子发生器在来流上游位置向流场内注入示踪粒子以显示流场；所述同步控制器控制高能激光器照亮所需流场截面；所述旋转驱动装置控制试验模型按预设转速旋转；所述信号发生器在模型旋转到预设角度时发出触发信号；所述同步控制器控制图像记录仪工作采集流场图像。本发明采用的触发技术，不仅可固定显示旋转周期内某一相位的舵面尾涡流场结构，也可以显示不同相位的流动结构，弥补了常规流动显示技术在超声速旋转飞行器流场显示方面的不足。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109063391A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201811160514.8
申请日：2018-09-30
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种旋转条件下的动导数计算检测方法及动导数风洞试验方法，包括：流场解算步骤：根据需要计算的动导数计算公式，选择相应的确定运动规律，根据所述运动规律，对旋转复合振荡的耦合运动进行流场解算，获得计算结果；动导数数据计算步骤：根据所述计算结果，利用动导数计算公式及相应的运动规律，计算获得周期平均动导数数据。本发明首次设计了考虑旋转角速度的旋转复合振荡的耦合运动，巧妙利用Fourier展开和三角函数系的正交性，建立了一种旋转条件下的动导数计算方法，本发明全面考虑旋转非定常效应，提高了数学模型精度，为解决旋转飞行器关键飞行问题提供了技术基础。
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公开(公告)号：CN108414189A
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201810056353.1
申请日：2018-01-20
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明公开了一种用于旋转模型水洞试验的染色液投放装置，包括若干独立染色液入口，与所述染色液入口一一对应若干独立的染色液通道，以及与染色液通道连通的若干染色液出口；所述染色液投放装置与染色液引入部件分离，所述染色液投放装置可以相对试验模型转动。染色液注入与模型的旋转之间互不干扰，因此可以从外部引入染色液，且携带染色液的部件不需要和模型一同运动，从而避免了设计运动的染色液投放装置或者模型内置染色液投放装置的困难，并且方便调节染色液流速。染色液整体流向是由轴线向外，从而有效利用了旋转时的离心现象来使染色液更容易进入水中。该装置设计结构简单，具有良好的可行性和工程实用性。
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公开(公告)号：CN108414185A
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201810129236.3
申请日：2018-02-08
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。
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公开(公告)号：CN108414189B
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN201810056353.1
申请日：2018-01-20
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明公开了一种用于旋转模型水洞试验的染色液投放装置，包括若干独立染色液入口，与所述染色液入口一一对应若干独立的染色液通道，以及与染色液通道连通的若干染色液出口；所述染色液投放装置与染色液引入部件分离，所述染色液投放装置可以相对试验模型转动。染色液注入与模型的旋转之间互不干扰，因此可以从外部引入染色液，且携带染色液的部件不需要和模型一同运动，从而避免了设计运动的染色液投放装置或者模型内置染色液投放装置的困难，并且方便调节染色液流速。染色液整体流向是由轴线向外，从而有效利用了旋转时的离心现象来使染色液更容易进入水中。该装置设计结构简单，具有良好的可行性和工程实用性。
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公开(公告)号：CN116187008A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211696127.2
申请日：2022-12-28
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种双舵面控制轴对称导弹气动力数学模型的建模方法和系统，包括如下步骤：模型推导步骤：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的尾舵鸭舵双舵面控制的轴对称性，推导出导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维气动力数学模型制定相应的风洞试验计划；模型输入获取步骤：利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型输入；建模完成步骤：利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模式建模。本发明采用的方法，解决了鸭尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局气动力数学模型，使得鸭尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局方案得到解决。
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