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公开(公告)号：CN116611173B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310869193.3
申请日：2023-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种多层级自适应耦合时间步长的飞行器累积热变形计算方法，包括以下步骤：S1、针对固定飞行器结构及材料，给定其长航时巡航计算状态，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格R1；S2、进行t=0时刻气动力/热环境数据的计算求解；S3、在气动力/热环境数据基础上结合热壁热流修正方法开展第一层级的累积热变形计算，获得累积热变形的宏观变化特征；S4、根据该宏观变化特征，在温升变化剧烈的区域选择小的时间步，在温升变化缓慢的区域选择大的时间步开展累积热变形计算，获得新的热变形特征；S5、根据新的温升特征重新进行耦合时间步的选取，重复迭代开展高精度的累积热变形计算，直至热变形计算收敛。
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公开(公告)号：CN116151156A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310431839.X
申请日：2023-04-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种适用任意气动参数和模态振型的气动力降阶建模方法，属于数值计算技术领域，包括步骤：S1：构建基模态振型；S2：基于基模态振型，训练适用于任意气动参数的回归径向基网络模型；S3：将训练好的所述回归径向基网络模型与结构力学方程耦合，在任意气动参数下对具有任意模态振型的结构进行气动弹性分析。本发明可以快速、准确地计算任意振型结构在任意气动参数下所受到的气动力载荷，最终服务于飞行模拟、热气动弹性分析、飞行器设计等需要同时任意改变气动参数和结构模态振型的场景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115871913B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310173124.9
申请日：2023-02-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，该气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。本发明解决了现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。
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公开(公告)号：CN116611173A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310869193.3
申请日：2023-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种多层级自适应耦合时间步长的飞行器累积热变形计算方法，包括以下步骤：S1、针对固定飞行器结构及材料，给定其长航时巡航计算状态，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格R1；S2、进行t=0时刻气动力/热环境数据的计算求解；S3、在气动力/热环境数据基础上结合热壁热流修正方法开展第一层级的累积热变形计算，获得累积热变形的宏观变化特征；S4、根据该宏观变化特征，在温升变化剧烈的区域选择小的时间步，在温升变化缓慢的区域选择大的时间步开展累积热变形计算，获得新的热变形特征；S5、根据新的温升特征重新进行耦合时间步的选取，重复迭代开展高精度的累积热变形计算，直至热变形计算收敛。
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公开(公告)号：CN116186905B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310443470.4
申请日：2023-04-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种基于能流定向输运的高热载荷疏导设计方法及热防护系统，属于空天飞行器气动热防护领域，包括步骤：根据传热学基础理论，将防热结构定向热输运问题设定为沿高热导率材料路经的能流问题；再基于所设定的沿高热导率材料路经的能流问题，建立从热防护系统外表面到内表面的基本能流路经，并通过多叉树方法对外表面能量进行收集并对内表面能量进行疏散，实现热防护系统表面局部高温热载荷的定向疏导。本发明极大地拓展了热防护系统设计空间，可获得综合防热性能更优的热防护系统。
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公开(公告)号：CN116186905A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202310443470.4
申请日：2023-04-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种基于能流定向输运的高热载荷疏导设计方法及热防护系统，属于空天飞行器气动热防护领域，包括步骤：根据传热学基础理论，将防热结构定向热输运问题设定为沿高热导率材料路经的能流问题；再基于所设定的沿高热导率材料路经的能流问题，建立从热防护系统外表面到内表面的基本能流路经，并通过多叉树方法对外表面能量进行收集并对内表面能量进行疏散，实现热防护系统表面局部高温热载荷的定向疏导。本发明极大地拓展了热防护系统设计空间，可获得综合防热性能更优的热防护系统。
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公开(公告)号：CN115871913A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202310173124.9
申请日：2023-02-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局及其构建方法，该气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。本发明解决了现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。
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