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公开(公告)号：CN114291292A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202210019818.2
申请日：2022-01-10
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，首先根据总体方案设计所确定的分离马赫数和高度，开展一级飞行器的CFD数值计算，选取一级飞行器升力为负值对应的攻角作为分离攻角；其次设计一级飞行器和二级飞行器的相对位置，使得二级飞行器重力对一级飞行器力矩特性的影响和分离过程的气动干扰最小；然后根据分离攻角和马赫数范围内的一级、二级飞行器的激波系，开展匹配激波系的二级飞行器头部外形设计；最后采用数值计算方法确定一级、二级飞行器的升降舵预置舵偏角，使得一级飞行器和二级飞行器安全分离并且姿态变化范围较小。采用该方法设计的空天飞行器可完全依靠气动力的无约束无控安全分离。
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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：CN108304601A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710673374.3
申请日：2017-08-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器边界层转捩的判断方法，基于前期试验数据确定飞行器表面的转捩位置；获取对应试验状态飞行器表面正交化的层流流场，并采用考虑横流模态的改进e-N方法获取飞行器表面的N值分布；结合试验数据确定的飞行器表面转捩位置，确定触发转捩的N值N0，并用于目标飞行器转捩位置的判定。该方法基于试验数据，考虑了升力体/乘波体外形高超声速飞行器流场的三维性特点，采用e-N方法积分时除了考虑第二模态扰动波外，也考虑更低频的横流模态的扰动波，得到了准确预测转捩位置的转捩判据N0，为升力体/乘波体外形高超声速飞行器边界层转捩的准确预测提供了一种有效的判断方法。
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公开(公告)号：CN112874815A
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN202110311846.7
申请日：2021-03-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种两级飞行器被动式并联分离设计方法，两级入轨飞行器为一级飞行器和二级飞行器，连接于平行连杆分离机构的两端，在水平起飞至分离窗口期间一级飞行器和二级飞行器在连接机构的约束下相对位置固定，到达分离窗口后，连接机构解锁，在气动阻力和平行连杆分离机构约束的共同作用下，二级飞行器向后上方转动，到达预定分离角度后平行连杆分离机构与二级飞行器解锁，一级飞行器、二级飞行器都处于自由状态开始无约束分离过程。本发明解决了一二级外形融合设计与分离设计矛盾，实现完全依靠气动力的安全分离，分离方案简单可靠。
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公开(公告)号：CN108304602B
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201710702846.3
申请日：2017-08-16
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法和装置，强制转捩装置设计方法包括：步骤一，在飞行条件最不容易转捩的状态下，根据飞行器前体进气道壁面的极限流线分布和高速飞行器的结构安装空间，确定强制转捩装置的安装位置以及强制转捩装置的第一展向宽度；步骤二，根据飞行器前体进气道壁面的流场参数确定强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax；步骤三，根据强制转捩装置的安装位置截面最大的焓值边界层厚度δmax，确定强制转捩装置的尺寸参数。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中强制转捩装置设计方法所设计出的转捩装置结构复杂且加工困难的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110057537A
公开(公告)日：2019-07-26
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：CN108304603A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710703407.4
申请日：2017-08-16
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明实施例公开的一种高速飞行器强制转捩装置验证方法，涉及高速飞行器强制转捩装置验证技术，能够解决强制转捩装置验证难的问题。该方法在层流试验状态下，开展相同试验状态下，5种不同高度k/δ转强制转捩装置的试验，获得不同高度强制转捩装置前后的热流分布；根据强制转捩装置前后的热流分布与无强制转捩装置时的热流分布比较，验证强制转捩装置转捩效果，该方法主要用于强制转捩装置验证。
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公开(公告)号：CN110334410B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN201910515328.X
申请日：2019-06-14
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。
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公开(公告)号：CN108304600B
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201710673355.0
申请日：2017-08-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供一种高超声速飞行器转捩位置预测方法，先计算得到飞行条件下飞行器表面的层流流场，并将流场插值到沿飞行器表面法向的正交化网格上；沿正交化网格下的流场的势流方向对第二模态和更低频的扰动波的增长率进行积分得到飞行器表面的N值分布；根据触发转捩的N0值确定飞行器表面转捩的位置。该方法从横流稳定性的角度去分析和预测转捩的发生，改进了传统e‑N方法，考虑了横流稳定性，对横流模态的扰动波进行了积分，同时考虑了飞行器壁面温度对转捩的影响，获得了一种基于稳定性分析的转捩预测方法，可以较为准确的预测高超声速飞行器表面转捩位置。
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公开(公告)号：CN108304601B
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201710673374.3
申请日：2017-08-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器边界层转捩的判断方法，基于前期试验数据确定飞行器表面的转捩位置；获取对应试验状态飞行器表面正交化的层流流场，并采用考虑横流模态的改进e‑N方法获取飞行器表面的N值分布；结合试验数据确定的飞行器表面转捩位置，确定触发转捩的N值N0，并用于目标飞行器转捩位置的判定。该方法基于试验数据，考虑了升力体/乘波体外形高超声速飞行器流场的三维性特点，采用e‑N方法积分时除了考虑第二模态扰动波外，也考虑更低频的横流模态的扰动波，得到了准确预测转捩位置的转捩判据N0，为升力体/乘波体外形高超声速飞行器边界层转捩的准确预测提供了一种有效的判断方法。
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