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公开(公告)号：CN118070703A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410244389.8
申请日：2024-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种流场旋涡涡核核点提取和连接方法，属于流体力学领域，目的在于提供一种不需要预先知晓流场中旋涡的大致分布，就可以提取出流场中所有涡核点，并连接成涡核线的方法。其包括如下步骤：S1、对于已有流场数据，根据速度场计算出后续用于识别旋涡与涡核的场量；S2、将涡核点定义转化为涡识别场量；S3、在网格面上迭代的雅可比矩阵Jc；S4、在网格面上采用牛顿迭代法，进行求解；S5、确定涡核点的连接准则；S6、获得涡核点集S；S7、将S6获得的涡核点集连接成线段。本发明提出一种涡核点的定义，通过在每个网格面上遍历获得满足定义的涡核点，再通过连接算法将其连接起来。
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公开(公告)号：CN116767522A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310847455.6
申请日：2023-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64U10/40
Abstract: 本发明涉及仿生飞行器技术领域，具体公开了一种仿鸟扑翼机构、控制方法及仿鸟飞行器，其中，仿鸟扑翼机构包括底座、转动安装在底座上的且绕X轴方向转动的仿鸟羽翼一、与仿鸟羽翼一转动配合且绕X轴和Y轴方向转动的仿鸟羽翼组件二、若干安装在仿鸟羽翼组件二和仿鸟羽翼一上的仿鸟羽毛、以及安装在底座上且与仿鸟羽毛分别连接的羽毛控制组件。一共公开了该仿鸟扑翼机构的控制方法、及基于仿鸟扑翼机构的仿生飞行器；本发明扑动频率高，升力大，能够减少来风对于飞行的影响，能够有效的提高飞行稳定性和飞行效率。
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公开(公告)号：CN118965826A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411441228.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G01M9/06 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种大飞机风洞试验高马赫数极曲线误差修正方法，涉及大飞机风洞试验领域，包括：在已给定充足的风洞试验数据前提下，插值获得飞机不同升力系数CL下的阻力系数CD随M数变化的关系曲线，对阻力发散M数前后的曲线进行拟合，并求解随M数变化的阻力系数CD分布梯度值；对原始极曲线点逐一分析，采用上述梯度对M数偏差引起的阻力系数CD误差逐一修正，获得试验名义M数下极曲线特性的修正结果；本发明，修正的结果较为精准可靠，流程简单易行，便于编程实现，能够有效提高大飞机高M数下气动特性的评估能力。
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公开(公告)号：CN116929703A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202311196307.9
申请日：2023-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种考虑堵塞效应的低温风洞马赫数确定方法及应用，目的在于解决在跨声速风洞中，有模型存在时，由于壁板对模型、支撑系统绕流场的约束，通常会导致模型绕流对应的马赫数偏高，传统方法导致修正后马赫数偏离名义值的缺点。本申请将试验模型、支撑系统的堵塞效应考虑为控制目标马赫数的增量，明确风洞运行总压、总温和名义马赫数后，利用风洞参考位置马赫数对应关系和堵塞效应修正因子计算参考位置马赫数修正量、堵塞效应引起的马赫数增量，通过试验前叠加，确保模型绕流等效马赫数与名义值相等，提高试验结果的可靠性。采用本申请，能够确保修正后的数据在相同的马赫数下进行对比分析，显著提高数据质量。
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公开(公告)号：CN118966090A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411463477.3
申请日：2024-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种翼型压力分布试验结果增密方法，涉及风洞试验测试领域；其首先给出均匀的增密后的压力测点分布坐标，列出翼型压力系数积分结果与测力结果相等的约束条件，然后对原测压试验的测点结果光滑拟合，并作为目标点的压力系数初值，给出合理的增密点压力分布目标函数模型，采用优化算法求解出与拟合的光滑结果整体偏移量最少的增密点压力分布。本发明，可靠性高，无需增加试验内容或数值仿真工作量，经济性高，流程简单易行，便于编程快速实现；且在应用过程中能够有效提高二维翼型的测压风洞试验结果密度，使飞机设计人员能更好的评估翼型气动特性，进一步支撑气动外形优化设计工作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118505067A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410955992.7
申请日：2024-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06Q10/0639 , G06F17/16
Abstract: 本发明公开了一种无人机编队作战效能评估方法，属于体系效能评估领域。该方法的主要思路如下：（1）针对特定作战场景构建无人机编队作战能力递阶层次结构，基于AHP方法得到该作战场景下能力组成末端的指标总体权重静态值；（2）得到待选无人机型号的总体权重动态值矩阵；（3）针对不同型号、不同架次无人机编队采用算数平均的方法，得到该编队下的总体权重值，通过专家打分法确定该编队下的评价矩阵；（4）基于灰色分析法确定评估等级和评估灰类，利用模糊数学方法处理评价矩阵，可计算得到无人机编队总体效能值。本发明能够满足单架次无人机、多型号多架次无人机编队等不同应用场景下的效能评估需求，具有较强的适应性。
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公开(公告)号：CN116519254B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310809512.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及实验空气动力学技术领域，具体公开了一种无人机飞行方法，风场系统包括风场生成系统、以及检测组件；所述风场生成系统包括底座、多个安装在所述底座上且绕X轴方向和Y轴方向转动的摆动转台；多个摆动转台包括一个转台一、以及多个呈等间距设置在所述转台一外侧的转台二，其中，每个所述转台二与所述转台一之间的距离相等。以及公开了基于该风场系统的无人机飞行方法；本发明的风场系统能够有效的模拟海上上升气流风场，使得无人机能够在本风场系统内完成无人机自适应乘风机理验证实现无人机御风极远程飞行，有效帮助实现研究军舰鸟乘风飞行的机理。
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公开(公告)号：CN118966090B
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411463477.3
申请日：2024-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种翼型压力分布试验结果增密方法，涉及风洞试验测试领域；其首先给出均匀的增密后的压力测点分布坐标，列出翼型压力系数积分结果与测力结果相等的约束条件，然后对原测压试验的测点结果光滑拟合，并作为目标点的压力系数初值，给出合理的增密点压力分布目标函数模型，采用优化算法求解出与拟合的光滑结果整体偏移量最少的增密点压力分布。本发明，可靠性高，无需增加试验内容或数值仿真工作量，经济性高，流程简单易行，便于编程快速实现；且在应用过程中能够有效提高二维翼型的测压风洞试验结果密度，使飞机设计人员能更好的评估翼型气动特性，进一步支撑气动外形优化设计工作。
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公开(公告)号：CN118505067B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410955992.7
申请日：2024-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06Q10/0639 , G06F17/16
Abstract: 本发明公开了一种无人机编队作战效能评估方法，属于体系效能评估领域。该方法的主要思路如下：（1）针对特定作战场景构建无人机编队作战能力递阶层次结构，基于AHP方法得到该作战场景下能力组成末端的指标总体权重静态值；（2）得到待选无人机型号的总体权重动态值矩阵；（3）针对不同型号、不同架次无人机编队采用算数平均的方法，得到该编队下的总体权重值，通过专家打分法确定该编队下的评价矩阵；（4）基于灰色分析法确定评估等级和评估灰类，利用模糊数学方法处理评价矩阵，可计算得到无人机编队总体效能值。本发明能够满足单架次无人机、多型号多架次无人机编队等不同应用场景下的效能评估需求，具有较强的适应性。
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公开(公告)号：CN116654254B
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202310710197.7
申请日：2023-06-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C33/02
Abstract: 本发明涉及扑翼飞行器技术领域，具体公开了一种可自适应乘风的扑翼机；其中扑翼机，包括机身、呈对称设置且安装在机身上的扑翼组件、以及尾翼；扑翼组件包括机翼翼面、伸缩骨架组件、主驱动装置；伸缩骨架组件包括扑杆一、多连杆机构、用于控制多连杆机构做伸展或收缩动作的调节组件。本发明通过两组主驱动装置分别控制对应的伸缩骨架组件和安装在伸缩骨架组件上的机翼翼面进行主动拍动动作，实现差动控制，提高舵面控制效率；根据风阻和机翼翼面乘风状态变化，通过调节组件控制多连杆组件实现机翼翼面面积的改变，降低来风对飞行的影响，减少高速飞行时的飞行阻力或增强低速飞行时滞空性，提高飞行效率。
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