-
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。
-
公开(公告)号：CN109900486B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910159506.X
申请日：2019-03-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提出了一种带飞飞行器热态气动性能获取方法，基于界面划分的思想，将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面，以带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差作为带飞飞行器热态气动性能，解决了目前试验难以获取热态性能的难题。同时由风洞试验数据作为基准量保证了数据准确性，同时由CFD计算获取发动机界面和气动界面冷热态差而不是绝对量，避免了CFD计算与试验之间的系统偏差，保证了数据准确性。
-
公开(公告)号：CN110207938A
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201910515315.2
申请日：2019-06-14
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，包括：设计通气模型测力装置：通气模型；测量天平，设置在通气模型内，用于测量通气模型的气动力性能；基座；尾支杆，以尾支撑方式实现对通气模型的支撑，其一端设置在基座上，另一端与测量天平相连接，且尾支杆与通气模型内壁不接触；热气流阻挡组件，设置在尾支杆和通气模型内壁之间，使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，用于减小通气模型尾部进入的热气流在通气模型内的流动速度；将通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。本发明测力方法能够解决现有技术中常规风洞由于无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，导致模型测力不准等技术问题。
-
公开(公告)号：CN119918168A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411735106.6
申请日：2024-11-29
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑部件运动的试验模型质量属性匹配设计方法，该方法建立部件线运动中试验模型、固定部件与运动部件的质心关系模型和转动惯量关系模型，基于该模型计算运动部件的质量、质心实时位置及相对自身质心的转动惯量；基于得到质量属性设计实体试验模型，分别基于实体试验模型和理论设计模型得到运动部件在起始位置、结束位置及典型中间位置时的合质心位置实际值、理论值及总转动惯量实际值、理论值；通过分析实际值和理论值的差异设计配重块质量属性，实现部件运动过程中实体试验模型对理论设计模型质量属性动态变化的实时模拟。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中试验模型难以准确模拟理论设计模型质量属性动态变化的技术问题。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109595076A
公开(公告)日：2019-04-09
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。
-
公开(公告)号：CN119808638A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411901328.0
申请日：2024-12-23
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/16
Abstract: 本发明提供一种激波/柔性海面流场干扰特性的等效分析方法，该方法为：基于数值模拟，分析飞行器在近海面高速飞行时的气动/流动演变特性，讨论激波衰减程度及激波强度的变化规律；在此基础上，提出以刚性地面代替柔性海面开展数值计算的可行性；最后，通过对比飞行器空间流场结构、刚性地面和柔性海面的轮廓线以及飞行器所受气动力，验证“用刚性地面代替柔性海面”等效计算思想的可行性。该方法通过分析不同飞行马赫数下的激波衰减程度与激波强度，提出了用刚性地面代替柔性变形海面的等效计算思想，能够简化求解激波/柔性海面流场干扰特性的计算研究难度，大幅提升了计算效率，保证了计算精度。
-
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。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
23
records
(took 0.027 seconds)
