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公开(公告)号：CN119659976A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411700992.9
申请日：2024-11-26
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于智能模型的流动控制方法，包括：开展不同流动控制方式对飞行器内外流场影响规律数值仿真或风洞试验，确定流动控制系统布局方案；获取不同控制变量条件下的飞行器内外流场，以及飞行器气动特性、进气道性能数据；建立壁面典型点压力‑空间流场特征‑进气道性能参数之间的关联关系，形成流动智能控制模型；形成流场感知系统；根据流动智能控制模型和流场感知系统反演飞行内外空间流场，并实时解算进气道性能参数；基于流动智能控制模型和流场感知系统，构建形成前馈和反馈控制的闭环智能控制系统，实现从智能感知到智能决策到智能控制的闭环流动智能控制。本发明解决了无流动控制情况下，进气道性能仅能实现单点最优的问题。
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公开(公告)号：CN109918765B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN201910159395.2
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，涉及一种考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的计算方法，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。该方法首先分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合计算需要考虑的换热机制；再考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合计算，最后判断辐射、对流换热、热传导、设备自身发热对关注部件升温的贡献，分析舱内关注部件的温升机理，该方法主要用于高速飞行器舱内热环境耦合精细分析。
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公开(公告)号：CN108304599B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710669058.9
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明提出一种高速飞行器翼舵前缘转捩预测装置及方法，包括斜激波波后流动参数确定模块、转捩判定准则系数确定模块、翼舵前缘转捩判定准则阈值确定模块和转捩预测模块。本发明通过确定更为精确转捩判定准则，使转捩判定简单、精确，适用于工程应用；本发明转捩判定准则结合了飞行数据、数值模拟和风洞试验，获得的转捩判定流态准确，可以应用于后续飞行器设计，可信度高。
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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：CN110879128B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201911152321.2
申请日：2019-11-22
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种前缘热流密度获取的试验模型和方法，包括风洞试验模型和M个模块，风洞试验模型在尖锐前缘曲面几何中心线方向挖槽，槽的长度不小于尖锐前缘曲面几何中心线获取热流的空间范围的长度，每个模块的尺寸与风洞试验模型上槽的尺寸相配合，沿中心线安装在所述的槽内，模块上沿尖锐前缘曲面几何中心线间隔一定的距离打孔，并在孔内安装整体式热流传感器，任一个模块上孔的位置与另外M‑1个模块上孔的位置彼此交错。本发明通过试验模型多模块“分块组合、交错布置”方式在尖锐前缘实现等效间距0.2毫米的密集测量，解决了风洞测热试验热流传感器空间分辨度不足的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108303378B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201710270842.2
申请日：2017-04-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种防热瓦高温发射率测量试验装置及方法，包括防热瓦试件、光谱发射率测量系统、法向发射率测量系统、功率温度测量系统和处理单元。本发明实现了防热瓦高温发射率的测量，填补了国内在高温状态防热瓦发射率测量领域的空白，为实现更加准确的结构热防护设计和评估提供指导依据，具有很好的科学意义与工程应用前景。
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公开(公告)号：CN109583067B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201811399016.9
申请日：2018-11-22
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种基于温度平衡的高速飞行器转捩位置测量传感器设计方法，该测量方法包括：步骤一，根据飞行器的表面热流分布，确定测温元件在飞行器壳体内的安装位置；步骤二，在步骤一中确定的测温元件的安装位置处安装测温元件，将测温元件与飞行器外部的温度测量系统连接以形成温度测量回路；步骤三，根据步骤二中形成的温度测量回路，结合飞行器弹道参数变化，在飞行器弹道参数变化缓慢的情况下，当温度测量回路测得设定时刻飞行器的温度发生突变，则判定设定时刻即为飞行器的转捩位置，根据测温元件与温度测量系统完成测量传感器的设计。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中飞行器转捩位置测量复杂以及准确度差的技术问题。
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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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公开(公告)号：CN108303233B
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201710669050.2
申请日：2017-08-08
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置。本发明通过确定适用于带强制转捩装置的高速飞行器的试验准则，实现了带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验；本发明试验设备充分考虑飞行状态和风洞状态下强制转捩差异，对强制转捩装置模型进行修正，使得风洞试验能准确反应飞行状态。
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