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公开(公告)号：CN110765669B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN201911224545.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提出一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法，其步骤为：第一步、预处理实测数据，异常值剔除；第二步、预处理理论数据，针对每次飞行试验获取质量、室压、推力数据，并对上述数据进行插值加密处理；第三步、获取推导参数，按照海拔高度获取动压、马赫数推导参数；第四步、导弹飞行推力修正，给出导弹主动段飞行过程中发动机推力修正值；第五步、数据截取，按照如下两个准则截取数据；第六步、计算零升阻力系数；第七步、零升阻力系数平滑与数据表构建；第八步、多次飞行试验辨识结果融合；第九步、获取其他数据源；第十步、与其他数据源融合，形成易用的气动参数模型。本发明解决使用系统辨识方法计算量大、会发散的问题。
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公开(公告)号：CN114021495A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111290140.3
申请日：2021-11-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/25 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算的实现方法，包括：羽流/喷流模拟坐标系与DSMC方法计算坐标系的转换，得到计算坐标系下羽流/喷流出口的坐标、速度、密度、温度等宏观信息；羽流/喷流出口宏观量在DSMC方法模拟中的转化，将出口参数根据麦克斯韦速度分布函数和接受‑拒绝取舍法转换成当地模拟分子的数密度、速度、位置坐标等，作为DSMC方法微观模拟的输入参数；将羽流/喷流出口处的分子进入作为DSMC方法的一种特殊边界进行处理，对高密度区域进行快速处理以适于DSMC方法模拟。本发明提供的一系列计算方法能够有效处理任意型面喷管、任意方向出口、多组分燃气的复杂情形，从而提高羽流污染/喷流干扰的模拟能力。
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公开(公告)号：CN110750836B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN201910975993.7
申请日：2019-10-15
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率#imgabs0#的值；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn；在第四步所述的计算收敛后；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数#imgabs1#。本发明用于各类型满足横向、纵向气动特性一致的飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数计算。
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公开(公告)号：CN111159942B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN201911361153.8
申请日：2019-12-26
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/23
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法，包括：第一步、确定飞行器外形的旋转对称参数，第二步、建立包含周期边界的计算网格模型，第三步、设置周期边界条件，第四步、使用旋转参考系法进行流场计算，第五步、获取飞行器滚转力矩Mx，第六步、计算飞行器滚转阻尼力矩系数Clp。本发明给出的计算方法网格划分简便，计算量小；采用定常求解方法，可避免非定常模拟计算量大、过程繁琐的缺点。本发明给出的定常模拟方法在计算工况较多时，可具有更高的计算效率，解决了计算带翼飞行器零攻角滚转阻尼力矩系数时过程繁琐、运算量大的问题。
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公开(公告)号：CN110750836A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201910975993.7
申请日：2019-10-15
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率的值；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn；在第四步所述的计算收敛后；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数本发明用于各类型满足横向、纵向气动特性一致的飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数计算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114021495B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111290140.3
申请日：2021-11-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/25 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算的实现方法，包括：羽流/喷流模拟坐标系与DSMC方法计算坐标系的转换，得到计算坐标系下羽流/喷流出口的坐标、速度、密度、温度等宏观信息；羽流/喷流出口宏观量在DSMC方法模拟中的转化，将出口参数根据麦克斯韦速度分布函数和接受‑拒绝取舍法转换成当地模拟分子的数密度、速度、位置坐标等，作为DSMC方法微观模拟的输入参数；将羽流/喷流出口处的分子进入作为DSMC方法的一种特殊边界进行处理，对高密度区域进行快速处理以适于DSMC方法模拟。本发明提供的一系列计算方法能够有效处理任意型面喷管、任意方向出口、多组分燃气的复杂情形，从而提高羽流污染/喷流干扰的模拟能力。
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公开(公告)号：CN112794199B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202011591698.0
申请日：2020-12-29
Applicant: 北京航天益森风洞工程技术有限公司 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型装备吊装监测调整装置，其包括吊装组件、主配重块、可调配重组件、平衡检测组件和控制系统，吊装组件包括吊索和吊装梁，主配重块的重量以及轮廓尺寸根据设备偏载情况进行设计，安装在待吊设备的主偏载对侧底部，可调配重组件具有多套，周向均匀地安装在待吊设备的底部，每套所述可调配重组件均包括子配重块，平衡检测组件在两两可调配重组件之间各安装有一组，每组均包括测距传感器、传感器安装板和基准靶板，测距传感器借助传感器安装板安装在待吊设备底部，安装基准靶板对应于传感器端面安装在地面上，基准靶板上平面与测距传感器端面均与水平地面平行，控制系统与各所述测距传感器通信连接。本发明能够实现安全起吊。
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公开(公告)号：CN112794199A
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202011591698.0
申请日：2020-12-29
Applicant: 北京航天益森风洞工程技术有限公司 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型装备吊装监测调整装置，其包括吊装组件、主配重块、可调配重组件、平衡检测组件和控制系统，吊装组件包括吊索和吊装梁，主配重块的重量以及轮廓尺寸根据设备偏载情况进行设计，安装在待吊设备的主偏载对侧底部，可调配重组件具有多套，周向均匀地安装在待吊设备的底部，每套所述可调配重组件均包括子配重块，平衡检测组件在两两可调配重组件之间各安装有一组，每组均包括测距传感器、传感器安装板和基准靶板，测距传感器借助传感器安装板安装在待吊设备底部，安装基准靶板对应于传感器端面安装在地面上，基准靶板上平面与测距传感器端面均与水平地面平行，控制系统与各所述测距传感器通信连接。本发明能够实现安全起吊。
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公开(公告)号：CN111159942A
公开(公告)日：2020-05-15
申请号：CN201911361153.8
申请日：2019-12-26
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/23
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法，包括：第一步、确定飞行器外形的旋转对称参数，第二步、建立包含周期边界的计算网格模型，第三步、设置周期边界条件，第四步、使用旋转参考系法进行流场计算，第五步、获取飞行器滚转力矩Mx，第六步、计算飞行器滚转阻尼力矩系数Clp。本发明给出的计算方法网格划分简便，计算量小；采用定常求解方法，可避免非定常模拟计算量大、过程繁琐的缺点。本发明给出的定常模拟方法在计算工况较多时，可具有更高的计算效率，解决了计算带翼飞行器零攻角滚转阻尼力矩系数时过程繁琐、运算量大的问题。
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公开(公告)号：CN110765669A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911224545.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提出一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法，其步骤为：第一步、预处理实测数据，异常值剔除；第二步、预处理理论数据，针对每次飞行试验获取质量、室压、推力数据，并对上述数据进行插值加密处理；第三步、获取推导参数，按照海拔高度获取动压、马赫数推导参数；第四步、导弹飞行推力修正，给出导弹主动段飞行过程中发动机推力修正值；第五步、数据截取，按照如下两个准则截取数据；第六步、计算零升阻力系数；第七步、零升阻力系数平滑与数据表构建；第八步、多次飞行试验辨识结果融合；第九步、获取其他数据源；第十步、与其他数据源融合，形成易用的气动参数模型。本发明解决使用系统辨识方法计算量大、会发散的问题。
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