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公开(公告)号：CN115946842A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202310227795.9
申请日：2023-03-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的减阻装置及飞行器，该减阻装置位于飞行器的机翼前缘的内部，该减阻装置包括：伸缩式气动板、齿轮机构和驱动机构，其中，齿轮机构与驱动机构相连，驱动机构的旋转扭矩传递到伸缩式气动板上，以使伸缩式气动板直线运动；齿轮机构位于伸缩式气动板两侧；在机翼前缘上设置有开口，伸缩式气动板通过开口延伸到机翼前缘外侧；在伸缩式气动板在机翼前缘内部的情况下，飞行器在低亚声速的飞行状态下飞行；在伸缩式气动板延伸到机翼前缘外侧的情况下，飞行器在超声速的飞行状态下飞行，且将超声速飞行下的脱体激波变成斜激波，有效解决了低、亚、跨、超声速气动性能同时较优的设计平衡问题。
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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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公开(公告)号：CN112016164B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202010937812.4
申请日：2020-09-09
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 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设计方法，利用成熟轴对称助推飞行器作为飞行试验平台，将其轴对称头锥区域外形进行局部替换重新设计，而飞行试验平台的结构、控制、动力等硬件系统均与原飞行器保持一致；替换的局部头锥外形为沿纵向体轴轮换对称构型，从头部到尾部分为四段。第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型，其中第一段球头锥构型用于相关材料考核飞行试验，第三段为相关流动研究测量试验段，第二段、第四段为相应的过渡连接段。该航天模型飞行试验充分利用现有成熟技术，可极大地节约设计成本，缩短设计周期。
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公开(公告)号：CN114313253A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202210201305.3
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，属于飞行器气动布局设计领域，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方；本发明具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能。
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公开(公告)号：CN113886978A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111498256.6
申请日：2021-12-09
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 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法及外形，包括步骤：S1，设计飞行器头部区域轮廓线；S2，设计飞行器表面平板区域轮廓线；S3，设计飞行器凹曲面结构；S4，将步骤S3设计的凹曲面结构进行曲面导圆角处理，得到飞行器结构外形；本发明提供了一种新的具备面对称凹曲面特征的飞行试验标模气动布局设计方法及基于该气动布局设计方法生成的外形，可以为边界层转捩研究提供一种可选的标模方案。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113139243A
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202110688626.6
申请日：2021-06-22
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 , G06F111/04
Abstract: 本发明的一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法包括：步骤一，确定飞行器左右宽度轮廓线；步骤二，确定飞行器上下表面轮廓线；步骤三，设计x=L处截面曲线；步骤四，设计x=xB处截面曲线；步骤五，设计点B之后到点C的截面曲面；步骤六，设计x=L1处的截面曲线；步骤七，设计点B之前的截面曲面；步骤八，设计点E到点E1的截面曲面；步骤九，设计点E到点E1的截面曲线下部压缩拐角区域截面曲面；步骤十，将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于zx平面对称；将步骤六所得曲面分别关于zx平面、xy平面对称。本发明能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。
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公开(公告)号：CN112989497A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110431315.1
申请日：2021-04-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了基于几何空间主特征提取的紧支径向基函数数据传递方法，包括步骤：步骤一，提取飞行器整体外形或局部构件外形生成的计算气动热的结构型计算网格和计算温度场的非结构型计算网格的原始网格节点坐标，形成原始坐标矩阵；步骤二，对步骤一中形成的原始坐标矩阵进行主成分分析，得到特征矢量矩阵；步骤三，用所述特征矢量矩阵对所述原始坐标矩阵进行坐标变换；步骤四，对步骤三中坐标转换后的节点坐标进行几何尺度归一；步骤五，对归一后的节点坐标基于紧支径向基函数进行插值等；本发明对飞行器的气动热环境和结构场的温度实现更精细的预测，实现更高精度的数据传递；提高了网格交界面处的插值效率，进而提升了数据传递效率等。
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公开(公告)号：CN112989485A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110065551.6
申请日：2021-01-18
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 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供的一种基于热壁修正的沿弹道热流插值方法中，利用热壁修正公式，实现前后锚点壁面温度的统一，获得前后锚点统一壁温下的壁面热流，之后利用Fay‑Riddell求得的驻点热流值将前后锚点壁面热流无量纲化，再利用反时间距离权重法插值获得全部结构传热计算时刻点上的统一壁温下的无量纲壁面热流，最后利用对应结构传热计算时刻点上的驻点热流值进行有量纲化和利用热壁修正公式将统一壁面温度修正回各自的非均匀壁温，完成锚点壁面热流向结构传热计算时刻点壁面热流的插值过程。本发明考虑了弹道以及壁面温度变化对于热流插值结果的影响，能够减小热流插值误差，提高热流插值计算精度。
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公开(公告)号：CN112016253A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010937830.2
申请日：2020-09-09
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 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种适用于CFD不确定度量化的高保真度混沌多项式修正方法,其特征在于包括:在低保真度模型层面通过计算得到一个低保真度模型，建立一个较为粗糙的混沌多项式展开；在高保真度模型层面进行少量计算；修正上述低保真度模型，得到最终的高保真度修正模型。本发明得到的高保真度修正模型的统计信息和原始高保真度模型差别极小，均值差别小于万分之三，可以忽略不计，完全满足工程应用的误差要求，通过本发明建立的高保真度模型需要的计算时间约为原始方法的40%，大大节省了计算成本。
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公开(公告)号：CN112001034A
公开(公告)日：2020-11-27
申请号：CN202010937863.7
申请日：2020-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种多面锥构型飞行风洞标模布局及设计方法，试验模型的外形为安装控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型，所述多面锥构型沿着轴线包括有若干段，第一段为由多个平面切割的球头构型，中间若干段为多边形裙构型，最后段为由多个平面切割的圆柱构型。本方法基于参数化思想，采用了非正多面锥构型作为基本外形，对整个外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验对气动布局的简化需求。由于本方法采用了参数化表达，因此所设计的试验模型可根据总体、气动和试验需求进行优化和调整。本方法设计的飞行试验模型尾段带有X型布置的、平面形状为直角梯形的气动控制舵面，可根据实际飞行需求对舵面开展优化设计，使试验模型实现一定时间的自主可控飞行。
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