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          中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽空氣動力研究所李王斌獲國家專利權(quán)

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          龍圖騰網(wǎng)獲悉中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽空氣動力研究所申請的專利折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型設(shè)計(jì)方法及非定常氣動力建模方法獲國家發(fā)明授權(quán)專利權(quán),本發(fā)明授權(quán)專利權(quán)由國家知識產(chǎn)權(quán)局授予,授權(quán)公告號為:CN119984725B 。

          龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-08-29發(fā)布的發(fā)明授權(quán)授權(quán)公告中獲悉:該發(fā)明授權(quán)的專利申請?zhí)?專利號為:202510224491.6,技術(shù)領(lǐng)域涉及:G01M9/02;該發(fā)明授權(quán)折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型設(shè)計(jì)方法及非定常氣動力建模方法是由李王斌;張杰;劉書庭;才義;潘金柱;徐明設(shè)計(jì)研發(fā)完成,并于2025-02-27向國家知識產(chǎn)權(quán)局提交的專利申請。

          折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型設(shè)計(jì)方法及非定常氣動力建模方法在說明書摘要公布了:折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型設(shè)計(jì)方法及非定常氣動力建模方法,屬于風(fēng)洞試驗(yàn)建模技術(shù)領(lǐng)域。為提高折疊舵展開非定常氣動力的模擬精度,本發(fā)明包括設(shè)計(jì)折疊舵載體模型處于試驗(yàn)段菱形區(qū);設(shè)計(jì)折疊舵載體模型的頭部激波角度;控制折疊舵載體模型的局部流場與原始折疊舵載體模型的局部流場接近。本發(fā)明可實(shí)現(xiàn)折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型等效縮放設(shè)計(jì),經(jīng)過對試驗(yàn)條件下的折疊舵氣動滾轉(zhuǎn)力矩進(jìn)行數(shù)學(xué)代理模型的建立,得到了符合折疊舵考核目標(biāo)的準(zhǔn)確試驗(yàn)姿態(tài),并總結(jié)了折疊舵在不同迎角和側(cè)滑角組合下的做功規(guī)律。解決試驗(yàn)情況下難以快速確定是否達(dá)到考核目標(biāo),極有可能造成試驗(yàn)失敗的問題,在此過程中保證較高的計(jì)算準(zhǔn)確性。

          本發(fā)明授權(quán)折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型設(shè)計(jì)方法及非定常氣動力建模方法在權(quán)利要求書中公布了:1.一種折疊舵超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)大阻塞條件下模型設(shè)計(jì)方法,其特征在于,包括如下步驟: S1.設(shè)計(jì)折疊舵載體模型處于試驗(yàn)段菱形區(qū); 步驟S1通過控制折疊舵載體模型總長度小于試驗(yàn)段菱形區(qū)的長度,試驗(yàn)段菱形區(qū)的長度計(jì)算公式為: 其中,L為菱形區(qū)長度,c為安全系數(shù),一般取值為0.6,H為試驗(yàn)段高度或?qū)挾?,Ma為馬赫數(shù); S2.設(shè)計(jì)折疊舵載體模型的頭部激波角度; 步驟S2將折疊舵載體模型的頭部外形設(shè)計(jì)為錐形旋成體或流線型橢圓錐體,限制模型頭部斜激波角度; 對于流線型橢圓錐體,斜激波角及偏轉(zhuǎn)角的計(jì)算過程如下: 首先計(jì)算斜激波角度,計(jì)算公式為: 其中,θ為偏轉(zhuǎn)角,β為斜激波角,M1為波前馬赫數(shù),在空氣動力學(xué)中,該公式可繪制成θ-β-M曲線圖; 根據(jù)斜激波的馬赫數(shù)公式求得波后垂向馬赫數(shù)及波后馬赫數(shù): 其中,M2是波后馬赫數(shù),γ是比熱比,空氣為介質(zhì)時為1.4,Mn,2是波后垂向馬赫數(shù),Mn,1是波前垂向馬赫數(shù); 然后基于已得到的θ、M2,根據(jù)θ-β-M曲線圖求得斜激波角β2后,相對于四周洞壁計(jì)算洞壁反射斜激波角Φ,計(jì)算公式為: Φ=β2-θ 基于步驟S1得到的折疊舵載體模型總長度和洞壁反射斜激波角,得到反射激波與折疊舵載體模型尾部在流向的位置關(guān)系; S3.控制折疊舵載體模型的局部流場與原始折疊舵載體模型的局部流場接近。

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