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公开(公告)号：CN110920862B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN201911169568.5
申请日：2019-11-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例涉及航空航天技术领域，具体地，涉及一种飞行器及其体襟翼。用于飞行器的体襟翼包括板状本体，所述板状本体的一侧边设置有开口。上述体襟翼能够通过设置在板状本体上的开口减小所受的喷流干扰，从而改善飞行器在发动机工作时的俯仰配平特性。
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公开(公告)号：CN112364438A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011314627.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于模板的飞行器多学科协同系统及方法，该系统包括飞行器设计任务模板初始化模块、飞行器设计任务模板导入模块、飞行器设计任务管理模块和飞行器设计任务导出模块，利用飞行器设计模板，实现飞行器总体多学科协同，快速完成飞行器总体设计，提高了飞行器总体多任务节点的协作效率，填补现有技术的不足；本发明解决了基于消息和模板的飞行器多学科协同问题，相比于传统方法，该模板作为飞行器总体设计总表格，详细并精准记录了飞行器设计信息和数据，基于消息的协同机制，显著提高了飞行器总体多学科协作效。
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公开(公告)号：CN113955069B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202111250067.7
申请日：2021-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 石伟 , 胡国暾 , 张涛 , 张静 , 蔡巧言 , 刘杰平 , 张莽 , 马元宏 , 李小艳 , 解海鸥 , 孙兵 , 万爽 , 吕计男 , 李配缘 , 张书雨 , 韩旭 , 石铄
Abstract: 本发明涉及一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法，属于飞行器主动流动控制技术领域；在飞行器的气动外形上设置等离子体合成射流激励器；建立基于当前飞行器上激励器布局的控制能力数据库；预先规划飞行器的飞行轨迹及不同飞行高度下对应的飞行马赫数；获得飞行器的实际飞行高度和飞行马赫数；将飞行器的实际飞行参数与规划飞行参数对比，确定实际飞行阻力的调节需求；计算所需激励器控制参数的具体数值；按照所需激励器控制参数进行主动流动控制；重复步骤四至步骤七，实现闭环反馈的飞行器减阻主动流动控制，直至飞行任务结束；本发明将主动流动控制和飞行参数实时采集相结合的高速飞行器减阻闭环控制方法，提升了飞行器整体性能。
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公开(公告)号：CN113955069A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111250067.7
申请日：2021-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 石伟 , 胡国暾 , 张涛 , 张静 , 蔡巧言 , 刘杰平 , 张莽 , 马元宏 , 李小艳 , 解海鸥 , 孙兵 , 万爽 , 吕计男 , 李配缘 , 张书雨 , 韩旭 , 石铄
Abstract: 本发明涉及一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法，属于飞行器主动流动控制技术领域；在飞行器的气动外形上设置等离子体合成射流激励器；建立基于当前飞行器上激励器布局的控制能力数据库；预先规划飞行器的飞行轨迹及不同飞行高度下对应的飞行马赫数；获得飞行器的实际飞行高度和飞行马赫数；将飞行器的实际飞行参数与规划飞行参数对比，确定实际飞行阻力的调节需求；计算所需激励器控制参数的具体数值；按照所需激励器控制参数进行主动流动控制；重复步骤四至步骤七，实现闭环反馈的飞行器减阻主动流动控制，直至飞行任务结束；本发明将主动流动控制和飞行参数实时采集相结合的高速飞行器减阻闭环控制方法，提升了飞行器整体性能。
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公开(公告)号：CN110850888A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911092553.3
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请实施例中提供了一种无尾布局飞行器横向控制方法、飞行器及存储介质。采用本申请实施例中的无尾布局飞行器横向控制方法通过判断飞行器在任务过程中的稳定性，通过增稳控制增强飞行器不稳定状态下的稳定性使飞行器达到稳定状态；其次进行阻尼控制和滚转控制，实现无尾布局飞行器的横向控制，解决了副翼偏航操纵耦合带来的飞行器不稳定性及不易操控性问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115906686A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211321606.6
申请日：2022-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 吕计男 , 解海鸥 , 胡国暾 , 马元宏 , 孙兵 , 万爽 , 石伟 , 李小艳 , 张莽 , 刘杰平 , 张涛 , 张静 , 李华光 , 荣华 , 郑宏涛 , 朴忠杰 , 邱丰 , 石铄 , 孟群智 , 程琳
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，包括采用DES方法得到零减缩频率下飞行器表面压力分布数据；对飞行器表面区域进行面元划分，并基于各面元的几何信息，采用偶极子格网法生成AIC矩阵AIC；根据AIC得到各面元的气动力和力矩，利用各面元的气动力和力矩生成零减缩频率下全部面元的气动力矩阵ADLM,k＝0；将采用DES方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到全部面元的气动力矩阵ADES；根据ADLM,k＝0和ADES，得到力矫正矩阵W；利用力矫正矩阵W对AIC矩阵AIC进行修正，得到修正气动力影响系数矩阵AIC*；采用修正气动力影响系数矩阵AIC*，进行气动力修正和气动弹性计算，完成大攻角非线性分离流气动力修正。本发明能够兼具CFD的计算精度和工程方法的计算效率。
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公开(公告)号：CN115906685A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211321276.0
申请日：2022-10-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 吕计男 , 解海鸥 , 胡国暾 , 马元宏 , 孙兵 , 万爽 , 石伟 , 刘杰平 , 李小艳 , 张莽 , 郑平军 , 张涛 , 王飞 , 蔡巧言 , 张化照 , 韩鹏鑫 , 褚光远 , 袁利平 , 曾凡文 , 朱长军
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种跨声速非线性气动力修正方法，包括采用偶极子格网法生成气动力影响系数矩阵AIC以及全部面元的下洗速度矩阵W；采用定常CFD方法得到飞行器外流场速度数据，提取各面元的下洗速度；根据下洗速度得到附加迎角；根据附加迎角得到有效迎角；根据有效迎角得到修正下洗速度，进而得到下洗速度修正矩阵We；根据下洗速度矩阵W和下洗速度修正矩阵We得到AIC转换矩阵Wt；利用Wt对AIC进行修正，得到修正的气动力影响系数矩阵AICe；利用修正的气动力影响系数矩阵AICe对气动力进行修正。本发明兼顾计算精度与分析效率，可以实现总体设计的快速迭代要求，提高工程气动力方法的分析精准度。
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公开(公告)号：CN112389672B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202011240181.7
申请日：2020-11-09
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种基于性能最优的空天飞行器横航向操稳特性设计方法，步骤为：(1)、初步设计空天飞行器总体方案；(2)、建立空天飞行器垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数化模型；(3)、以垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数为优化变量，以最大侧滑角、最大舵偏角等为约束条件，建立空天飞行器总体性能优化模型；(4)、按照试验设计方法计算空天飞行器总体性能，并分析试验结果；(5)、根据试验结果确定最优的垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数；(6)、根据确定的垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数，计算横航向操稳特性。本发明可解决与横航向操稳特性相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN112389672A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011240181.7
申请日：2020-11-09
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种基于性能最优的空天飞行器横航向操稳特性设计方法，步骤为：(1)、初步设计空天飞行器总体方案；(2)、建立空天飞行器垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数化模型；(3)、以垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数为优化变量，以最大侧滑角、最大舵偏角等为约束条件，建立空天飞行器总体性能优化模型；(4)、按照试验设计方法计算空天飞行器总体性能，并分析试验结果；(5)、根据试验结果确定最优的垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数；(6)、根据确定的垂直尾翼或V形尾翼和方向舵参数，计算横航向操稳特性。本发明可解决与横航向操稳特性相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN110920862A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911169568.5
申请日：2019-11-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例涉及航空航天技术领域，具体地，涉及一种飞行器及其体襟翼。用于飞行器的体襟翼包括板状本体，所述板状本体的一侧边设置有开口。上述体襟翼能够通过设置在板状本体上的开口减小所受的喷流干扰，从而改善飞行器在发动机工作时的俯仰配平特性。
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