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公开(公告)号：CN107253521A
公开(公告)日：2017-10-17
申请号：CN201710532545.0
申请日：2017-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C23/06
Abstract: 本发明公开了一种带过渡段的曲线头部双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的两个前缘交汇构成曲面头部，所述乘波体的一个前缘由两条直线段和连接它们的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控，所述过渡曲线将两条直线段连接并使得一阶导数和二阶导数连续；本发明通过双后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
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公开(公告)号：CN119934908A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510442843.5
申请日：2025-04-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种舵尖及舵轴防热减阻挡块及其设计方法。装置包括弹体、尾舵、舵轴和防热减阻挡块，尾舵分布在弹体靠近尾端的侧面，舵轴为尾舵的中心轴，防热减阻挡块设置于尾舵前端；防热减阻挡块位于四片尾舵之前，在四个象限呈对称分布，前端与弹体相交成一条弧线，后端面与弹体表面垂直，其宽度大于舵轴直径，高度大于舵轴外露高度，并且安装位置应与舵前缘保持一定距离。通过在尾舵前端增加防热减阻挡块，能够减少舵尖和舵轴受到的热流冲击，改善舵尖和舵轴附近的气动热环境，从而改善飞行器舵尖和舵轴的防热难题。
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公开(公告)号：CN119849378A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202510323076.6
申请日：2025-03-19
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 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了旋成体飞行器气动数据快速生成方法、装置、设备及存储介质，涉及飞行器气动特性计算技术领域，包括：基于目标用户需求从预设气动数据库中的挑选一款构造为具有旋成体以及X型尾舵的基准构型飞行器，并确定基准构型飞行器在待评估飞行状态下的第一气动数据；基于第一气动数据确定基准构型飞行器在目标舵偏状态和无舵偏状态之间对应的气动数据差量，并将基准构型飞行器中的旋成体变更为待检测旋成体以得到目标待检测飞行器；模拟目标待检测飞行器在待评估飞行状态和无舵偏状态的第二气动数据并根据气动数据差量和第二气动数据确定在待评估飞行状态和目标舵偏状态的目标气动数据。这样一来，可以提高旋成体飞行器气动特性预测效率。
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公开(公告)号：CN119337634B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411864221.3
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于飞行器横向喷流气动控制技术领域，公开了一种旋成体飞行器横向欠膨胀喷流高温效应姿态角有效范围的评估方法。该方法包括：定义飞行器机体坐标系及周向角，并定义飞行器速度矢量与坐标平面之间的夹角；计算热喷流的直接力/力矩分量。其中喷流的数量与其方位角被标定，并假定喷流方向垂直于x轴；对冷、热喷流状态下的气动力/力矩系数进行拟合；计算冷、热喷流状态下气动力/力矩系数拟合函数之差与喷流直接力/力矩系数拟合函数的比值；最终评估横向欠膨胀喷流高温效应下的姿态角有效范围。通过对喷流效应的精确建模和计算，能够有效评估不同飞行条件下的喷流影响，避免出现欠膨胀热喷流的高温效应失效的问题。
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公开(公告)号：CN119026525B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411507642.0
申请日：2024-10-28
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 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空航天计算流体力学技术领域，公开了一种基于代数形式的高效宽速域格式构造方法，包括：针对需计算的航空航天飞行器构型，生成仿真离散网格；将通过离散网格单元的控制方程通量分解为对流通量及粘性通量；将对流通量采用HLLE++格式进行离散，并转换为左右单元通量均值与耗散项的组合；将耗散项分解为多组向量的组合，并将每组向量分解为HLLE++格式特征根项、密度项、速度项的乘积组合；将对流通量整合为代数运算；迭代求解控制方程，获取每个离散网格单元的流场信息。本发明可解决现有HLLE++构造计算效率低、扩展性差的问题，在宽速域多体分离、机弹分离、变体飞行器数值模拟中具有较大的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119337634A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411864221.3
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于飞行器横向喷流气动控制技术领域，公开了一种旋成体飞行器横向欠膨胀喷流高温效应姿态角有效范围的评估方法。该方法包括：定义飞行器机体坐标系及周向角，并定义飞行器速度矢量与坐标平面之间的夹角；计算热喷流的直接力/力矩分量。其中喷流的数量与其方位角被标定，并假定喷流方向垂直于x轴；对冷、热喷流状态下的气动力/力矩系数进行拟合；计算冷、热喷流状态下气动力/力矩系数拟合函数之差与喷流直接力/力矩系数拟合函数的比值；最终评估横向欠膨胀喷流高温效应下的姿态角有效范围。通过对喷流效应的精确建模和计算，能够有效评估不同飞行条件下的喷流影响，避免出现欠膨胀热喷流的高温效应失效的问题。
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公开(公告)号：CN119026525A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411507642.0
申请日：2024-10-28
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 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空航天计算流体力学技术领域，公开了一种基于代数形式的高效宽速域格式构造方法，包括：针对需计算的航空航天飞行器构型，生成仿真离散网格；将通过离散网格单元的控制方程通量分解为对流通量及粘性通量；将对流通量采用HLLE++格式进行离散，并转换为左右单元通量均值与耗散项的组合；将耗散项分解为多组向量的组合，并将每组向量分解为HLLE++格式特征根项、密度项、速度项的乘积组合；将对流通量整合为代数运算；迭代求解控制方程，获取每个离散网格单元的流场信息。本发明可解决现有HLLE++构造计算效率低、扩展性差的问题，在宽速域多体分离、机弹分离、变体飞行器数值模拟中具有较大的应用前景。
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公开(公告)号：CN118821329A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411298130.8
申请日：2024-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了基于伴随梯度的变形网格质量优化方法，涉及网格变形优化设计技术领域。方法包括：对目标物体进行网格划分形成粘性网格，经过网格变形后获取第一变形网格；第一变形网格不满足后续使用需求时，对目标物体重新进行网格划分形成非粘性网格；基于所述非粘性网格构造网格变形质量优化目标函数；推导所述优化目标函数相对设计变量的伴随梯度；根据所述优化目标函数和伴随梯度得到网格单元刚度的最优解；将优化刚度值插值到所述粘性网格中，求解粘性网格系统的刚度方程，获得基于优化刚度的网格节点分布，重新生成第一变形网格。本发明可以实现网格质量的提升，解决由于网格变形后的单元质量过低导致的计算结果失真或计算过程终止问题。
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公开(公告)号：CN118536369B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410988076.3
申请日：2024-07-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/25 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/06
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的多目标气动布局优化方法、装置、设备及介质，涉及飞行器气动布局优化设计领域，包括构建多目标气动布局优化模型；计算适应度值，对个体最优、外部档案、全局最优、初始粒子速度及位置更新；判断初始迭代次数是否小于数据再利用分析的迭代步数，若小于，迭代执行适应度值计算及更新流程，直至不小于，获取迭代中间过程数据，计算贡献值，进行离散分类得到设计空间，对粒子位置寻优范围更新；判断当前迭代次数是否小于最大迭代步数，若小于，利用更新后的粒子位置寻优范围迭代执行适应度值计算及更新流程，若不小于，输出目标外部档案，实现多目标气动布局优化，本申请能提高多目标气动布局优化效率，提升飞行器气动性能。
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公开(公告)号：CN118484028B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410948995.8
申请日：2024-07-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空飞行器多体分离技术领域，公开了一种基于预置舵偏的机弹分离相容性控制方法，包括：将投放物的舵偏角度即舵面偏转角度转至最大抬头角度；预测投放物在飞机干扰流动下的俯仰力矩；判断投放物的俯仰力矩是否为抬头力矩；均匀增加低头舵偏角度；预测投放物分离轨迹；判断投放物的分离轨迹是否满足控制要求；设置相容性预置舵偏角度区间；投放物分离前，将舵偏角度预先偏转至相容性预置舵偏角度区间内。本发明在机弹分离前预先将投放物的舵偏角度偏转至相容性预置舵偏角度区间，一方面使投放物在分离过程中呈现低头姿态，保证飞机的分离安全性，另一方面使投放物满足姿态控制要求，保证投放物的姿态可控，最终实现机弹分离的相容性。
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