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公开(公告)号：CN118070703A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410244389.8
申请日：2024-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种流场旋涡涡核核点提取和连接方法，属于流体力学领域，目的在于提供一种不需要预先知晓流场中旋涡的大致分布，就可以提取出流场中所有涡核点，并连接成涡核线的方法。其包括如下步骤：S1、对于已有流场数据，根据速度场计算出后续用于识别旋涡与涡核的场量；S2、将涡核点定义转化为涡识别场量；S3、在网格面上迭代的雅可比矩阵Jc；S4、在网格面上采用牛顿迭代法，进行求解；S5、确定涡核点的连接准则；S6、获得涡核点集S；S7、将S6获得的涡核点集连接成线段。本发明提出一种涡核点的定义，通过在每个网格面上遍历获得满足定义的涡核点，再通过连接算法将其连接起来。
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公开(公告)号：CN116767522A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310847455.6
申请日：2023-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64U10/40
Abstract: 本发明涉及仿生飞行器技术领域，具体公开了一种仿鸟扑翼机构、控制方法及仿鸟飞行器，其中，仿鸟扑翼机构包括底座、转动安装在底座上的且绕X轴方向转动的仿鸟羽翼一、与仿鸟羽翼一转动配合且绕X轴和Y轴方向转动的仿鸟羽翼组件二、若干安装在仿鸟羽翼组件二和仿鸟羽翼一上的仿鸟羽毛、以及安装在底座上且与仿鸟羽毛分别连接的羽毛控制组件。一共公开了该仿鸟扑翼机构的控制方法、及基于仿鸟扑翼机构的仿生飞行器；本发明扑动频率高，升力大，能够减少来风对于飞行的影响，能够有效的提高飞行稳定性和飞行效率。
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公开(公告)号：CN118965826A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411441228.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G01M9/06 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种大飞机风洞试验高马赫数极曲线误差修正方法，涉及大飞机风洞试验领域，包括：在已给定充足的风洞试验数据前提下，插值获得飞机不同升力系数CL下的阻力系数CD随M数变化的关系曲线，对阻力发散M数前后的曲线进行拟合，并求解随M数变化的阻力系数CD分布梯度值；对原始极曲线点逐一分析，采用上述梯度对M数偏差引起的阻力系数CD误差逐一修正，获得试验名义M数下极曲线特性的修正结果；本发明，修正的结果较为精准可靠，流程简单易行，便于编程实现，能够有效提高大飞机高M数下气动特性的评估能力。
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公开(公告)号：CN115542937B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211507083.4
申请日：2022-11-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请公开了一种扑翼飞行器控制方法、装置、电子设备以及存储介质，涉及飞行器技术领域。获取固定翼飞行器在特定上升流场中无动力飞行时的姿态模型数据，将该姿态模型数据反馈至在特定上升流场中的扑翼飞行器，基于姿态模型数据，控制扑翼飞行器在特定上升流场中的飞行姿态，从而可以降低扑翼飞行器的气动能耗，并不受特定上升流场限制。
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公开(公告)号：CN118965826B
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411441228.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G01M9/06 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种大飞机风洞试验高马赫数极曲线误差修正方法，涉及大飞机风洞试验领域，包括：在已给定充足的风洞试验数据前提下，插值获得飞机不同升力系数CL下的阻力系数CD随M数变化的关系曲线，对阻力发散M数前后的曲线进行拟合，并求解随M数变化的阻力系数CD分布梯度值；对原始极曲线点逐一分析，采用上述梯度对M数偏差引起的阻力系数CD误差逐一修正，获得试验名义M数下极曲线特性的修正结果；本发明，修正的结果较为精准可靠，流程简单易行，便于编程实现，能够有效提高大飞机高M数下气动特性的评估能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117993108A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410244383.0
申请日：2024-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种平滑涡核半径提取方法，目的在于解决传统涡核半径提取方法的精度容易受到采样密度和网格精度影响的问题。该方法包括如下步骤：S1、对于已经采样获得的旋涡周围采样点数据以及涡核中心数据，分别计算出旋涡周围采样点到涡核中心的距离r、旋涡周围采样点的切向速度Vθ；S2、拟合函数模型构建；S3、将拟合函数转化为非线性回归问题；S4、计算Jacobian矩阵Jr；S5、优化问题最优条件；S6、对优化问题进行数值求解。本申请通过已有的尾涡模型来拟合当前的切向速度分布，将低采样密度近似为高采样密度，以抵消由于采样不充分所导致的误差。
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公开(公告)号：CN116519254A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310809512.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及实验空气动力学技术领域，具体公开了一种模拟海上上升气流风场的风场系统及无人机飞行方法，风场系统包括风场生成系统、以及检测组件；所述风场生成系统包括底座、多个安装在所述底座上且绕X轴方向和Y轴方向转动的摆动转台；多个摆动转台包括一个转台一、以及多个呈等间距设置在所述转台一外侧的转台二，其中，每个所述转台二与所述转台一之间的距离相等。以及公开了基于该风场系统的无人机飞行方法；本发明的风场系统能够有效的模拟海上上升气流风场，使得无人机能够在本风场系统内完成无人机自适应乘风机理验证实现无人机御风极远程飞行，有效帮助实现研究军舰鸟乘风飞行的机理。
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公开(公告)号：CN118966090A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411463477.3
申请日：2024-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种翼型压力分布试验结果增密方法，涉及风洞试验测试领域；其首先给出均匀的增密后的压力测点分布坐标，列出翼型压力系数积分结果与测力结果相等的约束条件，然后对原测压试验的测点结果光滑拟合，并作为目标点的压力系数初值，给出合理的增密点压力分布目标函数模型，采用优化算法求解出与拟合的光滑结果整体偏移量最少的增密点压力分布。本发明，可靠性高，无需增加试验内容或数值仿真工作量，经济性高，流程简单易行，便于编程快速实现；且在应用过程中能够有效提高二维翼型的测压风洞试验结果密度，使飞机设计人员能更好的评估翼型气动特性，进一步支撑气动外形优化设计工作。
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公开(公告)号：CN116519254B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310809512.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及实验空气动力学技术领域，具体公开了一种无人机飞行方法，风场系统包括风场生成系统、以及检测组件；所述风场生成系统包括底座、多个安装在所述底座上且绕X轴方向和Y轴方向转动的摆动转台；多个摆动转台包括一个转台一、以及多个呈等间距设置在所述转台一外侧的转台二，其中，每个所述转台二与所述转台一之间的距离相等。以及公开了基于该风场系统的无人机飞行方法；本发明的风场系统能够有效的模拟海上上升气流风场，使得无人机能够在本风场系统内完成无人机自适应乘风机理验证实现无人机御风极远程飞行，有效帮助实现研究军舰鸟乘风飞行的机理。
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公开(公告)号：CN115636086A
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202211660055.6
申请日：2022-12-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C33/02
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，旨在解决现有的扑翼飞行器机翼不能直接被控制产生滚转力矩的问题，提供一种扑翼飞行器及其滚转飞行方法，扑翼飞行器包括机身，机身的两侧对称安装有机翼，机翼上设有横直梁和蒙皮，横直梁的一端连接机身，蒙皮连接在横直梁与机身之间，覆盖机翼；横直梁分为第一横梁和第二横梁，第一横梁的一端连接机身，第一横梁的另一端与第二横梁铰接；蒙皮上连接有多根支杆，每根支杆的一端均连接至第一横梁与第二横梁的铰点，所有支杆呈扇形展开；第二横梁与机身之间连接有伸缩装置；方法包括通过控制伸缩装置伸缩，改变其长度，改变两侧机翼上蒙皮的张开面积，利用两侧机翼产生的升力差，产生滚转力矩，实现扑翼飞行器滚转飞行。
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