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公开(公告)号：CN111780941B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010713859.2
申请日：2020-07-23
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器测力试验模型及方法，该飞行器测力试验模型包括：飞行器本体测力试验模型和进气道整流罩模型；飞行器本体测力试验模型的前端设有第一紧固结构；进气道整流罩模型设有与飞行器本体测力试验模型的前端相配合的套接槽，并且进气道整流罩模型设有第二紧固结构，第二紧固结构与第一紧固结构可拆卸地配合，能够将进气道整流罩模型固定于飞行器本体测力试验模型的前端。通过本发明，缓解了现有技术中对飞行器带/不带进气道整流罩两种气动外形状态分别进行测力试验耗费时间较长、模型加工费用较高等问题。
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公开(公告)号：CN112163271A
公开(公告)日：2021-01-01
申请号：CN202010919959.0
申请日：2020-09-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G01D21/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点和表面静压测点的实际压力值；确定当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点；获取N个离散大气参数组合；获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并获取当前时刻的来流静压。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。
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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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公开(公告)号：CN110411707B
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN201910669217.4
申请日：2019-07-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法。该方法包括：利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1；根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据。由此，解决了地面风洞试验存在各类支撑干扰误差、飞行试验难以获得干扰量数据的问题。
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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：CN111060130B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201911333405.6
申请日：2019-12-23
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种无总压测点的大气数据传感系统飞行参数解算方法及装置，该方法包括：根据前一时刻的飞行参数组合以及预设的搜索区间设置参数确定当前时刻的飞行参数组合搜索区间；针对每个从飞行参数组合搜索区间中确定的飞行参数组合采用激波膨胀波法计算该飞行参数组合对应的各压力测点的压力预测值，并将计算得到的各压力测点的压力预测值与各压力测点的压力实测值进行比较，将与各压力测点的压力实测值整体偏差最小的各压力测点的压力预测值对应的飞行参数组合确定为当前时刻的飞行参数组合。本发明解决了因缺乏总压数据带来的难以对飞行参数进行解算的问题。
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公开(公告)号：CN110069842A
公开(公告)日：2019-07-30
申请号：CN201910292068.4
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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公开(公告)号：CN112163271B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202010919959.0
申请日：2020-09-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G01D21/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点和表面静压测点的实际压力值；确定当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点；获取N个离散大气参数组合；获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并获取当前时刻的来流静压。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。
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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：CN111780941A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010713859.2
申请日：2020-07-23
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器测力试验模型及方法，该飞行器测力试验模型包括：飞行器本体测力试验模型和进气道整流罩模型；飞行器本体测力试验模型的前端设有第一紧固结构；进气道整流罩模型设有与飞行器本体测力试验模型的前端相配合的套接槽，并且进气道整流罩模型设有第二紧固结构，第二紧固结构与第一紧固结构可拆卸地配合，能够将进气道整流罩模型固定于飞行器本体测力试验模型的前端。通过本发明，缓解了现有技术中对飞行器带/不带进气道整流罩两种气动外形状态分别进行测力试验耗费时间较长、模型加工费用较高等问题。
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