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公开(公告)号：CN115859601A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211489320.9
申请日：2022-11-25
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种鸭尾舵三通道轴对称布局气动力数学模型的建模方法及系统，包括：根据导弹外形的对称性，得到导弹静态气动力数学模型；利用风洞试验获取导弹静态气动力数学模型的输入，即获得样本数据；通过样本数据求解导弹静态气动力数学模型的各项系数，进而得到导弹的静态气动力数学模型，即生成气动数据库；将气动数据库集成到导弹动力学仿真模型中，用于六自由度运动方程解算。本发明通过攻角、马赫数间系数双线性插值提高鸭尾舵布局导弹气动力数据插值精度，解决了鸭尾舵三通道全控(XX型)的轴对称导弹弹道和控制专业全空域数值仿真所需要的高精度气动力数据的问题。同时减少风洞试验次数，降低成本提高效率，有环保性。
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公开(公告)号：CN111695192A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010393188.6
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质，包括：步骤1：建立全局相关的气动力数学模型；步骤2：根据现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据，计算多种来源数据的标准差；步骤3：将现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据作为气动力数学模型的数据样本，建立超定方程组；步骤4：采用加权最小二乘法求解超定方程组，权值由标准差计算获得，解出气动力数学模型中的系数，完成多源数据融合气动力数学模型的建立。本发明解决了气动力数学模型辨识和修正中不同来源数据可靠度不同及误差分解到样本点的问题，可对计算、风洞试验和飞行试验三个来源的数据进行综合求解超定方程组，一步完成辨识和模型修正。
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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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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116484756A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310301204.8
申请日：2023-03-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统，包括：步骤1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；步骤2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；步骤3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。本发明解决了轴对称布局喷嘴喷流导弹气动力模拟和不同象限复杂的舵面效率数据映射问题，与其他插值方法相比，本发明效率高、成本低、精度高。
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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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公开(公告)号：CN111695193B
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202010394085.1
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
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公开(公告)号：CN111695193A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010394085.1
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
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公开(公告)号：CN111521366A
公开(公告)日：2020-08-11
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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