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[发明专利]大攻角非定常气动力建模方法、介质、处理器及设备-CN202210679519.1在审
发明人：余婧;郝东;刘深深;孔轶男;陈兵;罗磊;周桂宇;张培红;蒋安林;莫焘;崔鹏程;吴晓军;贾洪印;韩青华;周金鑫 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2022-06-16 - 公布日： 2022-09-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种大攻角非定常气动力建模方法、介质、处理器及设备，属于气动力建模领域，包括步骤：建立Goman模型；用分数阶微分项替换Goman模型的一阶微分项，形成分数阶气动力表征模型；对所述分数阶气动力表征模型建立模型参数识别框架，用于辨识静态气动力模型参数和动态气动力模型参数；利用辨识得到的静态气动力模型参数和动态气动力模型参数，完成气动力模型建模。本发明改善了Goman模型存在的缺点，具备更宽的物理表征能力，提高了其对气动力预测的准度。
大攻角非定常气动力建模方法介质处理器设备

[发明专利]一种颤振边界测试方法-CN202010648298.2在审
发明人：王彬文;宋巧治;李晓东;刘小川;崔盼礼 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2020-07-07 - 公布日： 2020-10-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请属于飞行器气动弹性试验技术领域，具体涉及一种颤振边界测试方法，包括以下步骤：构建结构广义坐标下的非定常气动力模型；将广义坐标下的气动力模型转化为物理坐标系下的非定常气动力模型；基于物理坐标系下的非定常气动力模型构建可用非定常气动力模型；构建激振器，以及构建控制器模型；通过控制器模型控制激振器向可用非定常气动力模型模拟施加气动力，基于可用非定常气动力模型得到结构的颤振边界。
一种边界测试方法

[发明专利]失速尾旋实时飞行仿真建模及失速尾旋飞行模拟方法-CN202110540652.4有效
发明人：西光旭;吴冲;雷励星;张俊杰;董剑言;李成海 -专利权人：中国人民解放军95840部队
申请日： 2021-05-18 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请公开了一种失速尾旋实时飞行仿真建模方法，包括：获取目标飞机的气动数据和试飞数据；基于气动数据，采用准定常气动建模方法建立第一气动模型；基于常规试飞数据修正第一气动模型；基于修正后的第一气动模型进行人在回路的失速尾旋仿真飞行；基于失速尾旋飞行数据验证仿真失速尾旋飞行数据；修正气动数据，基于修正后的气动数据采用非定常气动建模方法建立第二气动模型。本申请采用了准定常气动建模和非定常气动建模相结合的方法建立气动模型，并修正了气动模型，得到了更接近目标飞机的气动模型，实现了人在回路的飞机失速尾旋实时飞行仿真，在应用到模拟训练时能够提高模拟的真实性。
失速实时飞行仿真建模模拟方法

[发明专利]一种基于改进Goman模型的非线性非定常气动力建模方法-CN202110110022.3有效
发明人：余婧;刘元吉;吴晓军;刘深深;孔轶男;贾洪印;周桂宇;张培红;陈兵;杨强 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2021-01-27 - 公布日： 2022-09-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于改进Goman模型的非线性非定常气动力建模方法：建立Goman模型；Goman模型描述气流分离点动态特性时，同时引入攻角速率及分离位置指数项的影响，从而形成改进Goman模型；建立模型参数识别框架；基于参数识别框架，辨识静态气动力模型参数；基于参数辨识框架，辨识动态气动力模型参数；基于静态气动力模型参数和动态气动力模型参数，完成气动力模型建模。本发明提出的建模方法所得模型不仅能表达定攻角速率的气动力特性，而且能表达攻角做大幅值简谐运动时的气动力特性，模型计算结果与风洞试验数据有较好的一致性，本发明具有广泛的适用性，可以应用于气动仿真和飞行控制系统设计
一种基于改进 goman 模型非线性非定常气动力建模方法

[发明专利]一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法-CN201811365039.8在审
发明人：黄明其;何龙;杨永东;王畅;徐栋霞;唐敏;梁鉴 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2018-11-16 - 公布日： 2019-04-12 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，属于风洞试验技术领域，主要依托一种双旋翼风洞试验平台，可开展大前进比共轴刚性旋翼模型气动载荷和气动干扰测试试验。本测量方法主要由上、下旋翼测量系统分别测量上桨毂模型、下桨毂模型、上旋翼模型、下旋翼模型以及该四种模型不同组合间的气动载荷，通过获得该四种模型单独的气动力以及不同组合时的气动干扰影响规律，本发明解决了上、下桨毂模型和上、下旋翼模型气动性能单独测量的问题，可进行双旋翼气动干扰特性研究。
旋翼模型气动干扰测量共轴桨毂风洞试验气动载荷双旋翼气动力直升机测量系统测试试验单独测量气动性能特性研究影响规律旋翼

[发明专利]基于CFD方法的弹性气动数据精确获取方法-CN201910216032.8有效
发明人：许云涛;何海波;程萌;苑凯华;刘凯 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-21 - 公布日： 2020-12-08 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供一种基于CFD方法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用CFD方法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用CFD方法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
基于 cfd 方法弹性气动数据精确获取

[发明专利]基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法-CN201910216036.6有效
发明人：许云涛;何海波;程萌;苑凯华;刘凯 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-21 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用工程面元法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
基于工程面元法弹性气动数据精确获取方法

[发明专利]一种结构气动网格力到有限元节点力的映射方法-CN202111481200.X在审
发明人：毛磊;赵卓林;陈同银;唐超;裴志刚;瓮哲 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-12-06 - 公布日： 2022-04-22 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请属于结构气动网格力到有限元节点力的映射技术领域，具体涉及一种结构气动网格力到有限元节点力的映射方法，包括：构建结构三维气动模型；构建结构有限元模型；将结构三维气动模型网格上气动力分配到结构有限元模型的节点上；以三维气动模型网格上气动力、结构有限元模型上节点力间总力守恒、总力矩守恒为约束条件，以虚功偏差最小为优化目标，对结构有限元模型上节点力进行优化。
一种结构气动网格有限元节点映射方法

[发明专利]基于机翼有限元网格模型的气动模型分区网格构建方法-CN202310719146.0在审
发明人：王晓辉;聂小华;常亮;黄河 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2023-06-16 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请涉及一种基于机翼有限元网格模型的气动模型分区网格构建方法，包括：自机翼有限元网格模型上提取翼面几何参数，确定气动分区范围；设置气动分区几何参数，确定翼面气动分区位置；设置各个气动分区弦向分块数、展向分块数，用等百分比沿弦向、展向把各个气动分区划成气动网格，计算各个气动分区中气动网格的角点坐标：以各个气动分区中气动网格的角坐标构建绘图数据结构，在机翼有限元网格模型上，将各个气动分区气动网格的角点，按照弦向、展向连接，构建气动网格，进行图形显示。
基于机翼有限元网格模型气动分区构建方法

[发明专利]一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法-CN201811265760.X有效
发明人：赵敬超;宋招枘;杨文凤;张华;田磊;曹嘉旻 -专利权人：中国飞行试验研究院
申请日： 2018-10-26 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法属于直升机试飞技术领域。本发明是直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法。建立了直升机主旋翼气动力模型，对遗传算法进行了深入的研究，并编制了直升机气动模型验证程序。用直升机的试飞数据对直升机主旋翼气动模型进行了验模。对气动模型中的未知参数进行了确认，得到了主旋翼气动模型。并利用验证后的气动模型对主旋翼气动导数进行了计算，得到了较为理想的结果。
一种基于试飞直升机垂直飞行状态气动导数获取方法

[发明专利]一种飞机飞行载荷确定方法-CN202110814189.8在审
发明人：唐超;赵卓林;毛磊;陈同银;瓮哲 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-07-19 - 公布日： 2021-12-14 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机飞行载荷确定技术领域，具体涉及一种飞机飞行载荷确定方法，包括：构建飞机三维气动模型；将飞机气动压力分布数据插值至飞机三维气动模型；构建飞机结构有限元模型；构建飞机三维气动模型、飞机结构有限元模型网格间的插值关系，求解得到飞机刚体载荷；构建飞机二维平板气动模型；构建飞机结构有限元模型、飞机二维平板气动模型网格间的插值关系，求解得到飞机弹性增量载荷；叠加飞机刚体载荷、飞机弹性增量载荷得到飞机飞行载荷。
一种飞机飞行载荷确定方法

[发明专利]一种飞行器气动热预测方法、装置、设备及存储介质-CN202310166088.3有效
发明人：曾磊;袁佳铖;蔺佳哲;李强;张昊元;夏斌;王飞飞 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2023-02-27 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞行器气动热预测方法、装置、设备及存储介质，涉及飞行器气动热技术领域，包括：获取飞行器的飞行条件和飞行器的外形特征；基于卷积神经网络构建包含外形特征提取网络、来流信息提取网络以及热流预测网络的气动热预测模型；将飞行条件和所述外形特征输入至训练后的气动热预测模型，利用训练后的气动热预测模型对飞行器的气动热进行预测，以得到相应的预测结果。通过该气动热预测模型直接输出预测的气动热结果，通过该气动热预测模型能够实现对不同外形飞行器的气动热进行快速预测，并且借鉴了图像处理技术的思想，利用卷积神经网络权值共享的特点，相比基于全连接神经网络构建的预测模型提高模型的训练速度
一种飞行器气动预测方法装置设备存储介质

[发明专利]一种飞机气动噪声风洞模型设计方法-CN202011192289.3有效
发明人：肖乾;顾金桃;高飞;王美燕;胡陈映;刘成玉 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-10-30 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种飞机气动噪声风洞模型设计方法。所述方法包括根据相似准则量纲分析法保证飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的几何相似、流动相似和动力相似；将所述飞机气动噪声风洞模型划分为飞机表面气动外形与飞机内部骨架结构两方面单独设计；根据模型表面受风洞内流场影响程度，选取流场影响相对较小的部位作为所述飞机表面气动外形的部件分割位置；构建所述飞机气动噪声风洞模型的机翼、襟翼、副翼、安定面、升降舵、发动机短舱和机身模型；对所述飞机气动噪声风洞模型进行配重。本申请的气动噪声风洞模型设计方法，对飞机风洞模型设计考虑更为精细，极大的缩短了研制周期，达到了试验考核的目的。
一种飞机气动噪声风洞模型设计方法

[发明专利]一种细长体结构气动阻尼模型设计方法-CN202211194220.3在审
发明人：白葵;季辰;侯英昱;刘子强 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-09-28 - 公布日： 2023-04-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明为一种细长体结构气动阻尼模型设计方法，属于气动弹性试验技术领域。步骤一，按照阻塞度要求确定气动阻尼模型与原型飞行器的尺寸相似比例；步骤二，按照相似关系公式确定气动阻尼模型的质量和刚度分布关系；步骤三，气动阻尼模型使用刚度开槽的方式模拟原型飞行器的刚度分布；步骤四，气动阻尼模型使用配重和质量块的形式模拟原型飞行器的质量分布；步骤五，建立有限元模型对气动阻尼模型的振型和频率进行校核，如果模型符合要求则按照相关设计内容完成图纸，准备加工；如果模型不符合要求，则返回步骤三，直到模型符合设计要求。本发明通过对质量和刚度的模拟来实现对结构动力学特征的模拟，完成设计相似模型的目的。
一种细长结构气动阻尼模型设计方法

[发明专利]一种气动升力和气动阻力系数联合测量方法-CN202110074011.4有效
发明人：杨乾锁 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-01-20 - 公布日： 2021-10-19 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种气动升力和气动阻力系数联合测量方法，包括如下步骤：步骤100：建立用于动模型实验的模型装置；步骤200：在模型装置上设置数据采集模块，并称量模型装置与数据采集模块形成的整体的实验模型的重量，重量记为mm；步骤300：将实验模型在动模型实验装置上完成不同速度区域的实验，并得到多次有效的实验值；步骤400：基于数据采集模块获得的实验模型的多个加速度值和垂向力值，并经过数据处理和计算依次获得实验模型在动模型实验过程中的气动升力系数和气动阻力系数。本发明中进行的气动模型实验不仅能够实现气动升力和气动阻力系数的联合测量，还可以完成许多风洞试验无法完成的实验。
一种气动升力阻力系数联合测量方法

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