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公开(公告)号：CN114996855B
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202210723185.3
申请日：2022-06-24
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种适用于静动气动弹性分析的建模方法，包括：建立飞行器的三维有限元刚度模型；对飞行器进行几何建模以获取飞行器质量结构模型，输出各个飞行器质量结构模型段的质量质心数据；将多个飞行器质量结构模型段的质量质心数据与飞行器三维有限元刚度模型的承力单元节点相匹配，将飞行器质量结构模型与三维有限元刚度模型进行组合连接以获取飞行器气动弹性有限元模型；计算获取飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据，将飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据与实际飞行器的质量质心相比对。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中气动弹性有限元模型后续进行模型修正时刚度和质量相互耦合导致仿真模型精度低的技术问题。
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公开(公告)号：CN112364442B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202011522952.1
申请日：2020-12-22
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种双向智能选择的流固耦合分析方法，能够解决现有插值方法存在的准确性差、数据传递精度低、插值效率低以及自动化程度低等技术问题。该方法包括以下步骤：S1，建立流场CFD网格和结构有限元网格；S2，通过设定的智能匹配判断准则将所有结构有限元网格节点按照顺序编号的各流场物面进行智能匹配分组；S3，对匹配分组后的结构有限元网格节点进行训练，获得结构特征点集{QFEM}，并建立{QFEM}和对应流场物面节点的数据传递关系{TFC}；S4，获得流场气动力；S5，插值气动力、计算弹性变形，变形插值到CFD网格；S6，针对变形后的流场网格开展CFD网格的流场计算；S7，判断计算结果是否满足静气动弹性收敛条件。
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公开(公告)号：CN110162817B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN201811127641.8
申请日：2018-09-27
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种静气动弹性试验模型和设计方法，通过采用将本体按照结构和材料变化之处分段，然后模型根据本体的分段，采用分段变截面的主梁来模拟本体的刚度，采用蒙皮来模拟本体的外形，从而在按照本体详细的结构的基础上，对本体进行模型的制作。应用本发明的技术方案，解决了现有模型制作不能对本体复杂结构进行模拟，和现有仿真的方案模型制作复杂的问题，实现了静气动弹性试验模型的要求。
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公开(公告)号：CN114291287B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202210037092.5
申请日：2022-01-13
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面设计方法，属于变体飞行器结构设计技术领域，解决了现有技术中为了实现翼面弯度变化而使用整块柔性蒙皮，承载能力差不适于高速或者高动压飞行状态的问题。该方法包括：获取后缘翼面的中弧线和弦线的弦长，在两个翼肋上设置N对旋转关节将翼面划分为N+1个部分，各翼面部分对应的翼肋中间安装有桁条；各对旋转关节带动该对旋转关节至后缘内的翼面部分旋转；确定中弧线的预测偏转轨迹，根据预测偏转轨迹确定各对旋转关节的偏转角度；根据各对旋转关节的偏转角度，确定各翼面部分对应的SMA丝参数，将各SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端穿过桁条后与前缘主梁另一端的加热模块相连；将各翼肋部分、桁条与金属蒙皮连接。
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公开(公告)号：CN115556959A
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202211113789.2
申请日：2022-09-14
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种翼面剪切变后掠形式设计方法、变形翼、翼及飞行器。其中，设计方法包括：在剪切变后掠过程中，设计翼面顺来流方向稍弦长和根弦长始终保持不变；设计任意第n次变后掠后，翼面上任意点的坐标通过下述方式确定：根据翼根前缘点坐标、第n次变后掠对应的变形翼面前缘旋转角度χn、第n次变后掠前翼面上任意点的坐标确定该翼面上任意点剪切变后掠χn角度后对应的新的坐标，其中，所述任意点包括翼稍前缘点。翼面采用此种剪切变后掠形式设计后，使得翼肋在旋转过程中保持流向不变，维持良好的气动外形，使得结构在变形过程中具有较好的稳定性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114291287A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202210037092.5
申请日：2022-01-13
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面设计方法，属于变体飞行器结构设计技术领域，解决了现有技术中为了实现翼面弯度变化而使用整块柔性蒙皮，承载能力差不适于高速或者高动压飞行状态的问题。该方法包括：获取后缘翼面的中弧线和弦线的弦长，在两个翼肋上设置N对旋转关节将翼面划分为N+1个部分，各翼面部分对应的翼肋中间安装有桁条；各对旋转关节带动该对旋转关节至后缘内的翼面部分旋转；确定中弧线的预测偏转轨迹，根据预测偏转轨迹确定各对旋转关节的偏转角度；根据各对旋转关节的偏转角度，确定各翼面部分对应的SMA丝参数，将各SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端穿过桁条后与前缘主梁另一端的加热模块相连；将各翼肋部分、桁条与金属蒙皮连接。
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公开(公告)号：CN114275142A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202210037086.X
申请日：2022-01-13
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面，属于飞行器结构技术领域，解决了现有技术中大面积使用整块的柔性蒙皮，造成承载能力差，不适于高速或者高动压的飞行状态的问题。该翼面包括：翼肋、N对旋转关节、桁条、SMA丝、加热模块和金属蒙皮；两个后缘翼肋上对称设置所述N对旋转关节，所述N对旋转关节将后缘翼面划分为N+1个部分，每个翼面部分上均设置金属蒙皮；各翼面部分对应的各对旋转关节之间安装所述桁条；所述桁条上均设置有SMA丝，所述SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端与加热模块固定相连，SMA丝中间部分与桁条连接，通过SMA丝带动桁条运动，桁条带动两侧的旋转关节转动，进而带动各翼面部分旋转。
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公开(公告)号：CN110162822B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910206453.2
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，该方法包括：一，对变形气动面进行网格划分；二，获取结构模态信息并将其插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；三，确定时域分析计算步长；四，基于全位势流理论，在各个气动网格上布置涡环，利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布；五，将后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场；六，将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上，重复步骤四和步骤五，直至完成时域内推进非定常气动力的求解。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中时域气动力计算建模复杂且计算效率低的技术问题。
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公开(公告)号：CN110160737B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910216036.6
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用工程面元法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
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公开(公告)号：CN110162823B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910206454.7
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法，该方法包括：对飞行器的变形后气动面进行网格划分；获取飞行器的结构弹性模态；提取与变形后气动面相关的结构弹性模态并插值到气动网格上；在网格上布置偶极子基本解，求解核函数，根据核函数求解气动力影响系数矩阵；计算变形后气动面的气动网格的当地法向量；根据变形后气动面的法向模态求解法向运动边界条件；求解变形后气动面网格上的非定常气动力；根据变形后气动面网格上的非定常气动力和变形后气动面的法向模态以获取广义化的曲面非定常气动力。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法实现柔性飞行器频域非定常气动力的准确描述和计算的技术问题。
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