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公开(公告)号：CN110059396B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN201910292072.0
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器飞行参数解算方法。其中，该方法包括：基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p∞；基于所述来流静压p∞计算虚拟总压p0；基于所述虚拟总压p0和测点的静压解算得到真实飞行器飞行参数。由此，可以有效计入结构变形对测点静压的影响，大幅增强大气数据传感系统(FADS)对易发生结构变形的抹刀形头部高速飞行器的适用性，显著提升发生结构变形条件下的飞行参数解算精度。
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公开(公告)号：CN109595076B
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201910031724.5
申请日：2019-01-14
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种进气道保护罩，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。通过本发明，解决了进气道喷流颗粒冲刷弹体、大尺度进气道分离行程过长、结构强度和热防护要求高、作动筒行程增大后在前体空间有限的情况下实现难度大的问题。
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公开(公告)号：CN119918443A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411827322.3
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种高马赫数边界层的转捩位置预测方法，包括：S1：针对高马赫数来流，采用计算流体力学方法计算层流基本流场；S2：基于步骤S1计算得到的高马赫数层流基本流场，使用线性稳定性分析方法对高马赫数边界层的转捩发展过程进行预测，得到不同来流马赫数下边界层转捩起始位置；S3：基于步骤S2得到的转捩起始位置，根据来流马赫数对γ‑Reθ转捩模型中转捩动量厚度雷诺数进行修正；基于修正后的转捩动量厚度雷诺数构建高马赫数修正后的γ‑Reθ转捩模型；S4：根据高马赫数修正后的γ‑Reθ转捩模型预测高马赫数条件下的边界层转捩位置。应用本发明的技术方案，能够解决原始γ‑Reθ转捩模型中的经验关系式为低速平板标定，无法适用于高马赫数边界层转捩预测的技术问题。
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公开(公告)号：CN119670628A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411827187.2
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F17/13 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种非定常流动和机构运动耦合仿真方法，该方法包括：采用融合嵌套网格的CFD方法进行非定常流动计算，通过积分固体壁面压力和摩擦力获得飞行器各个分离部件的气动力，以气动力、重力以及其它主动力作为系统分离的驱动；进行多体系统运动计算，求解系统多体动力学微分‑代数方程，获得各分离部件的转动时间特征；基于CFD流场信息，提取关键流动结构的空间尺度以及当地信息传播速度，获得主导气动性能关键流动结构的非定常流动时间特征；根据转动时间特征和非定常流动时间特征确定时间步长，进入下一步流场推进和机构运动推进。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术无法满足复杂机构分离方案高精度模拟的技术问题。
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公开(公告)号：CN110069842B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN201910292068.4
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种舵效快速估算方法。该方法包括：基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy；对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量基于气动力系数增量估算舵效由此，能够考虑弹身干扰影响实现舵效的高精度快速估算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110082056A
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201910292070.1
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种进气道自起动临界点的数值预测方法。其中，该方法包括：对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围；基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。由此，可以预测飞行器爬升过程中进气道从不起动状态到起动状态变化的临界点，以解决目前无法通过地面试验直接获得进气道自起动临界点这一关键难题。
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公开(公告)号：CN119939755A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411783071.3
申请日：2024-12-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F111/04 , G06F113/28
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器热环境计算方法，分别计算发动机尾喷管未伸长、伸长到最大位置两个状态的尾舱底部辐射平衡温度，取出最大值，取基准温度、辐射平衡温度最大值及两者之间的若干个温度值作为底部热壁热流计算的热壁温度数据集。通过两个状态尾舱底部热壁热流对时间、尾舱底部实际温度的插值，获得尾喷管伸长过程中的热壁热流值，从而在尾舱传热计算时将尾喷管伸长对尾舱底部热环境的影响考虑在内。将气动热、尾喷管内壁温的典型时刻及尾舱底部热壁热流的热壁温度值合并为特征点数据集，实现三种不同边界条件的预先处理，使得传热计算时通过一个插值函数即获得三种不同边界条件的实时数值，降低了边界条件处理复杂程度，提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN117974935A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311840889.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种多zone非结构cgns网格合并方法，包括：网格读入：读入多zone非结构cgns网格，获得网格数据；快速合并点集：将所有zone的点集合并至新网格的点集，新点集不包含重合点；合并面单元：将所有zone非对接面面单元集合进行合并，获得合并的新的面单元集合，新的面单元集不包含各个zone对接面面单元；合并体单元：将所有zone体单元集合进行合并，获得合并的新的体单元集合；合并边界条件；生成单zone非结构cgns网格。该技术方案主要通过将多zone网格合并为单zone网格，合并效率高，单zone网格便于任意核数分区、提高了并行模拟或计算的效率。
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公开(公告)号：CN110057537B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN201910292074.X
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及飞行器气动性能技术领域，公开了一种飞行器气动性能影响预测方法。该方法包括：确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。由此，解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。
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公开(公告)号：CN110059396A
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201910292072.0
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器飞行参数解算方法。其中，该方法包括：基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p∞；基于所述来流静压p∞计算虚拟总压p0；基于所述虚拟总压p0和测点的静压解算得到真实飞行器飞行参数。由此，可以有效计入结构变形对测点静压的影响，大幅增强大气数据传感系统(FADS)对易发生结构变形的抹刀形头部高速飞行器的适用性，显著提升发生结构变形条件下的飞行参数解算精度。
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