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公开(公告)号：CN115906230A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211172478.3
申请日：2022-09-26
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/13 , G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/13 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种简支固支梁的稳定性判定方法，稳定性判定方法包括：建立弹性梁平衡微分方程组，并确定简支边界条件；基于平衡微分方程组和简支边界条件进行数值积分以得到所有简支固支梁形状及对应的参数信息；测量得到待判定简支固支梁的实际弧长以及实际支座距离；根据实际弧长、实际支座距离以及数值积分得到的所有简支固支梁形状及对应的参数信息确定对应的弯矩转角曲线，并根据弯矩转角曲线确定固支端转角临界值；测得待判定简支固支梁的固支端转角实际值，并根据固支端转角实际值与固支端转角临界值的关系判定待判定简支固支梁的稳定性。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中简支固支梁稳定性判定过程复杂且数值计算量大的技术问题。
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公开(公告)号：CN116090097B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202211718852.5
申请日：2022-12-30
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于等效撞水设计的近水面流固耦合有限元高效计算方法，包括将飞行器触水运动按平行水面方向和垂直水面方向进行解耦，解耦为水域的水平流动和飞行器的垂直下落运动；计算水域边界速度；根据撞水前欧拉角调整水域姿态，使其与飞行器撞水时刻的姿态一致；针对水域姿态调整，计算飞行器初始速度；飞行器保持初始姿态不变；将飞行器与水域装配至流固耦合模型，调整飞行器触水尖点与水域的位置，将飞行器平移至水域的加密区附近，开展流固耦合计算。本发明利用运动等效原则建立对飞行器和水域运动的等效变换，极大地方便非零姿态下的流固耦合初始条件设置、提升流固耦合计算的效率，解决含初始姿态角的流固耦合分析难题。
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公开(公告)号：CN115935647A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211550495.6
申请日：2022-12-05
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种次频振动边界条件的计算方法，该计算方法包括：根据谐波平衡方程和次频振动响应方程得到基于次频振动参数的参数方程；根据能量理论建立基于次频振动参数的补充方程；根据参数方程和补充方程计算得到次频振动参数的多组解；将次频振动参数的多组解分别带入次频振动响应方程得到多组对应的振动响应曲线；根据多组振动响应曲线对应得到多个频幅响应曲线，并根据多个频幅响应曲线确定次频振动的边界条件。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法确定次频振动频率边界的技术问题。
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公开(公告)号：CN114756955A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210206068.X
申请日：2022-03-03
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种折叠翼飞行器分离模拟方法，该飞行器包括飞行器本体和助推器，飞行器本体包括机身以及与机身铰链连接的折叠翼，方法包括：根据飞行器的外形生成飞行器网格模型；根据折叠翼的给定运动规律建立飞行器运动模型；基于飞行器网格模型以分离窗口的飞行条件为约束条件进行定常流体计算以得到收敛流场；基于飞行器网格模型和飞行器运动模型以收敛流场作为初始条件进行非定常分离模拟计算，在折叠翼展开到位并且达到预设终止条件时停止模拟计算以得到分离模拟数据。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中数值模拟方法不适用于折叠翼飞行器分离过程模拟的技术问题。
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公开(公告)号：CN110160738B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201910216105.3
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，方法包括以下步骤：步骤1、选取一翼型并获取翼型的相关参数，基于相关参数将翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿轴线将翼型曲线旋转成体得到旋成体；步骤3、沿轴线，获取旋成体的半模模型；步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；步骤5、将实体模型进行实体抽壳，得到开口壳体模型；步骤6、在开口壳体模型上设置翼面接头的插入通孔即可。本发明能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110155363A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910216032.8
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种基于CFD方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CFD方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CFD方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：CN115422793A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202210913885.9
申请日：2022-08-01
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于三维时变插值的燃气舵热强度计算方法、系统及介质，该热强度计算方法包括：根据燃气舵的外型面建立流体有限元模型和结构有限元模型，流体有限元模型和结构有限元模型的外轮廓保持一致；获取流体有限元模型的三维绕流温度场数据；利用反距离加权法根据三维绕流温度场数据插值计算得到结构有限元模型的三维时变温度场数据；基于结构有限元模型和对应的三维时变温度场数据进行热强度计算以得到燃气舵的热强度计算结果。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中热强度计算方法无法较好地还原真实时变温度环境导致热强度计算结果准确度较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN115033829A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210499091.2
申请日：2022-05-09
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明提供了一种基于二维点集的物面类型识别方法，包括：计算获取物面的Y方向长度和Z方向长度；计算获取物面YZ比，根据物面YZ比判断是否进行物面YZ坐标互换；将任一物面进行网格划分；计算获取Z向单位长度中心点个数数组；提取满足|sj‑m|＜szm,j＝1,2,…,n的所有Z向分段中的中心点坐标，根据中心点坐标拟合得到拟合直线；计算获取物面长细比系数；重复上述步骤，计算获取各个物面的距离方差系数和物面方差系数；根据任一物面的物面方差系数和物面长细比系数判断任一物面属于翼类物面或身类物面。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中人工识别及切分不同类型物面导致载荷计算效率低且输出结果不统一、不利于对比的技术问题。
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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：CN110155363B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910216032.8
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种基于CFD方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CFD方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CFD方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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