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公开(公告)号：CN118734443A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410776282.8
申请日：2024-06-17
申请人： 北京航空航天大学 , 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/16 , G06F17/13 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及飞行器动力学分析技术领域，具体涉及一种基于应变的运动轴系非线性梁动力学建模方法，包括以下步骤：确定飞行器动力学分析的多个坐标系和应变参数；将机翼非线性梁划分为多个单元，确定所述多个单元的动力学参数，将所述多个单元的动力学参数组装成机翼弹性部件初始构型下的对应参数；获取刚性部件的动力学参数；确定机翼位置在所述多个坐标系的转换关系；确定机翼的所述多个单元的运动状态与所述应变参数的转换关系；建立飞行器的全机动力学方程；求解所述全机动力学方程，获得飞行器的结构动力学响应；本发明对飞行器机翼进行非线性梁单元建模，能够提高动力学分析的数值收敛性和计算精度。
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公开(公告)号：CN118395761A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410228258.0
申请日：2024-02-29
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种带间隙折叠舵的超声速飞行器的气动弹性建模方法，属于飞行器设计与气动弹性分析技术领域，将折叠舵整体结构按照折叠关系划分成两个子结构，通过自由界面模态综合法求解折叠舵的结构模型，大大减小动力系统的自由度，并将非线性引入线性结构，有效解决了折叠舵操纵面间隙带来的间隙非线性问题，克服含间隙非线性的折叠舵面超声速气动弹性分析中理论分析方法不完善、已有算法的计算效率难以满足时域响应计算需要的问题，适用于折叠舵时域超声速气动弹性响应分析研究的快速应用。
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公开(公告)号：CN117494611A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311542986.0
申请日：2023-11-20
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 本发明属于超声速速域飞行器的颤振分析技术领域，提出了一种基于有粘当地流活塞理论的超声速颤振分析方法。该方法通过CFD数值求解N‑S方程，获得大攻角、复杂外形干扰流场，进而根据涡量准则获取飞行器的有效气动外形；将飞行器表面进行离散化，得到适用于活塞理论的高保真三维气动网格；用薄板样条插值方法将CFD有效外形处的流场参数和结构模态振型插值到活塞网格上，计算广义气动力影响系数矩阵并组装状态空间形式的结构动力学方程；通过分析状态空间方程的特征根进行颤振分析。该分析方法能够分析任意复杂气动外形并考虑真实气体的粘性效应，兼顾计算精度和效率。
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公开(公告)号：CN115659856A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211165417.4
申请日：2022-09-23
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种飞行器的气动导数预测方法，属于飞行器技术领域。本发明基于涡格法建立了飞行器机翼模型；基于建立的飞行器机翼模型给出状态空间方程的定常形式；然后基于状态空间方程的定常形式获得飞行器气动力和气动力矩关于飞行器运动变量的导数，并获得飞行器气动力和气动力矩关于飞行器舵偏的导数。本发明的气动导数预测方法，解决了现有的飞行器的气动导数预测方法预测过程复杂、成本高且周期长，而且预测结果不精确的问题。
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公开(公告)号：CN113916123A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111383680.6
申请日：2021-11-22
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供一种基于应变的大柔性梁式结构三维空间构型确定方法，该方通过应变传感器获取结构表面预设位置的应变信息，进而解算出梁中心参考线的广义应变，再根据几何精确梁理论中精确的广义应变‑构型关系恢复梁中心参考线构型，最后引入结构中任意一点与梁参考线的相对位置关系，得到待测结构任意位置的三维空间构型。本发明的方法无需引入对应变传感器铺设角度的约束条件，从而有效克服了现有方法中大柔性梁式结构大变形测量精度差、难以用于工程实际的问题。
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公开(公告)号：CN111114752A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN202010015708.X
申请日：2020-01-07
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种面向变弯度机翼的波纹板蒙皮的安装使用方法。本发明解决了现有的波纹板变弯度机翼存在的蒙皮不能较好地维持翼型、蒙皮表面无法保证连续，驱动载荷难以加载等缺点。本发明由变弯度机翼，波纹板结构蒙皮等部分组成，变弯度机翼通过舵机通带动相应的活动翼段转动，以改变机翼的弯度和相对来流的攻角。各个翼段上的竖条形支撑与波纹结构蒙皮连接，防止蒙皮的塌陷或分离等。相对于现有变形机翼蒙皮技术，本方案提供面向变弯度机翼的波纹板蒙皮的安装方法，能够使更好地维持变形机翼光滑气动外形表面并且承载气动力，因而提升机械操纵性、提高气动性能，降低噪声等优点。
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公开(公告)号：CN110849576A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911097114.1
申请日：2019-11-11
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置。本发明解决了现有的风洞试验测试装置存在的使用成本高、安装不便利、调节不灵活、结构复杂等缺点。本发明在机械上由风洞框架、角铁、天平平台、测力传感器、转盘、轴套、可变形机翼测试翼段等部分组成，带有弧形槽的转盘使得机翼的攻角调节更为便捷。实验数据测量与采集部分由数据采集卡、工控机、上位机、监控机、A/D转换、D/A转换、控制系统、动态应变仪、舵机、低通滤波器等设备组成，并由CAN-BUS总线相连。相对于现有技术，本发明的机械装置具有安装简便、操作便捷、可靠性高等优点，而数据采集技术具有传输高效、结果直观、存储合理等优点。
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公开(公告)号：CN118965561A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202410951428.8
申请日：2024-07-16
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F17/11 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及飞行器设计与气动弹性分析领域，提出了一种带间隙折叠舵的气动弹性时域响应分析方法。该方法基于非线性子结构降阶法和非定常曲面涡格法，首先将折叠舵按折叠关系划分成两个子结构；采用非线性双协调自由界面动态子结构法建立折叠舵的非线性降阶模型；结合当前时刻边界条件和流场速度，利用非定常涡格法得到非定常气动载荷；采用形态插值算法在结构界面和气动界面之间传递动力学信息，并使用分区域的分区插值算法；最终得到随时间变化的位移响应曲线和速度响应曲线，可用于绘制相图和快速傅里叶变换等后处理操作。本发明有效解决了折叠舵操纵面间隙带来的间隙非线性问题，适用于折叠舵时域气动弹性响应分析研究的快速应用。
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公开(公告)号：CN117227965A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311450340.X
申请日：2019-11-01
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种具有变形反馈的变弯度机翼结构，该结构共分成共分为四个结构段，包括机翼前缘结构段、机翼中部结构段、机翼中后部结构段以及机翼后缘结构段。各个结构段之间通过转轴进行前后连接，并通过与转轴相连的舵机实现机翼结构弯度的变化。在各机翼结构段中分别设置了角度传感器，可与飞机上的舵机控制系统共同组成一套完整的机翼变形反馈控制系统。该结构可根据不同的飞行条件改变自身形状和结构布局,从而改善飞行器的气动特性和飞行性能，同时可实时观察结构的变形情况，针对实际飞行状态对机翼弯度进行相应的调节。
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公开(公告)号：CN116796588A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310494306.6
申请日：2023-05-05
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/23 , G06F17/16 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种不同边界条件下复杂结构件变形重构的模态法，属于通用工程领域。本发明的模态发综合利用结构应变测量数据、模态信息和位移边界条件对结构件的变形进行重构。避免了在不同边界条件下进行结构件的变形重构时需要使用不同的模态信息导致的重复重构的问题，使得重构过程漫长、重构成本高，同时解决了结构刚体模态引起的方程组奇异的问题。
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