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公开(公告)号：CN113887156B
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111479830.3
申请日：2021-12-07
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 , G01M9/00 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速边界层转捩天地数据关联的方法，将高超声速边界层的转捩天地相关性函数采用Taylor级数展开，考虑控制变量间的耦合作用，并利用地面风洞实验结果预测飞行条件下的高超声速边界层的转捩位置。本发明解决了现有技术存在的对风洞实验的要求高、转捩预测精度不够高等问题。
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公开(公告)号：CN113998145A
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202210000548.0
申请日：2022-01-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了飞行器边界层失稳特征检测方法、装置、设备及介质，该方法包括假设飞行器升力体边界层扰动波的形状函数，并将形状函数分解为快变量和慢变量；预设待优化的展向波数，将慢变量代入扰动全局稳定性方程得到特征值方程；根据特征值方程计算特征值和特征函数；判断快变量是否已被最大限度剥离，若是，则计算终止，若否，重新预设待优化的展向波数，将慢变量代入扰动全局稳定性方程得到特征值方程，计算特征值和特征函数；基于计算终止时的待优化的展向波数，遍历频率、相速度和流向位置，求解特征值方程，得到完整的扰动特征谱信息。本发明只需少量网格点解析慢变量信息，即可完成飞行器三维边界层特征的检测，得到完整扰动特征谱信息。
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公开(公告)号：CN113505543A
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202110677598.8
申请日：2021-06-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器壁面热流分析方法，包括：步骤1、读入流场数据，对能量方程进行预处理获取待计算的流场变量，并根据读入的流场数据计算流场变量；步骤2、根据坐标转换公式将预处理后的能量方程简化为二维形式，并变换至相对坐标系；步骤3、对相对坐标系下的能量方程进行积分处理，并将积分结果还原至绝对坐标系，得到飞行器壁面热流与能量方程各项的依赖关系；步骤4、引入热流系数，得到飞行器壁面热流贡献表达式，根据流场变量计算表达式中各项的贡献值，从而得到影响壁面热流的主要因素及其定量比例。本发明方案能分析边界层内不同物理因素对壁面热流的贡献，获得准确分解结果并且拥有极为广泛的应用范围。
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公开(公告)号：CN113158347B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110531285.1
申请日：2021-05-17
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 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，所述方法包括：步骤1，基于物面几何和来流攻角，给出来流方向与物面的相对角分布；步骤2，通过相对角分布判断流向涡位置。本发明无需经过物体扰流计算即可快速确定流向涡位置，从而大大节省了计算资源和时间，具体可在至少如下三方面得到应用：（1）飞行器设计中，快速估计流向涡位置及随工况的变化规律；（2）边界层转捩计算中，通过预先判断的流向涡位置，合理安排网格分布，以达到精确求解流场演化的目的；（3）检验/验证流场扰流计算结果的合理性。
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公开(公告)号：CN113239473A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110781547.X
申请日：2021-07-12
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 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法及飞行器，包括步骤：步骤一，根据给定的约束条件确定飞行器的上下表面轮廓线，先设计上轮廓线，上下表面轮廓线关于x轴对称；步骤二，根据飞行器设计的长度，宽度和头部球面切角确定左右宽度轮廓线，先设计左轮廓线，左右轮廓线关于x轴完全对称；步骤三，设计底部截面曲线；步骤四，设计底部截面曲线完成后，设计截面曲线；步骤五，设计截面曲线后，设计截面曲面；步骤六，设计头部曲面；步骤七，将步骤五、步骤六得到的曲面分别关于y轴、z轴对称，至此完成了x截面处曲线设计，生成该飞行器外形等；本发明利于对复合材料的性能预测方法进行考核及改进等。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112765736B
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN202110387351.2
申请日：2021-04-12
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 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种高超声速钝前缘绕流湍动能入口边界设置方法，包括如下步骤：S1，计算基础流场，获取定常基本流场变量；S2，利用数值模拟系统进行扰动波直接模拟，获取非定常流场变量ϕ；S3，分析流场得到扰动场ϕ'，并获取湍动能分布特征；S4，设置湍动能入口边界；S5，计算湍流/转捩等；本发明不需对湍流模型中湍动能方程进行修改，通过入口边界条件的设置即可避免湍动能方程在激波下游的计算偏差，基于直接数值模拟结果设置更加准确的湍动能入口边界条件，具有计算结果合理、可实现性高的优势，同时可靠性高，可推广至三维流动情况等。
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公开(公告)号：CN112765736A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110387351.2
申请日：2021-04-12
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 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种高超声速钝前缘绕流湍动能入口边界设置方法，包括如下步骤：S1，计算基础流场，获取定常基本流场变量；S2，利用数值模拟系统进行扰动波直接模拟，获取非定常流场变量ϕ；S3，分析流场得到扰动场ϕ'，并获取湍动能分布特征；S4，设置湍动能入口边界；S5，计算湍流/转捩等；本发明不需对湍流模型中湍动能方程进行修改，通过入口边界条件的设置即可避免湍动能方程在激波下游的计算偏差，基于直接数值模拟结果设置更加准确的湍动能入口边界条件，具有计算结果合理、可实现性高的优势，同时可靠性高，可推广至三维流动情况等。
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公开(公告)号：CN119720860A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202510193236.X
申请日：2025-02-21
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 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了基于尺度滤波的格式耗散调节方法、装置、设备及介质，涉及流体动力学技术领域，对流场数据中的速度场进行特征分析，并投影至特征空间，得到速度场的特征变量；对特征变量进行移动最小二乘滤波；将第一滤波后的特征变量及第二滤波后的特征变量反投影至物理空间，得到第一滤波后的速度场及第二滤波后的速度场；计算第一高频分量平方差及第二高频分量平方差；对第一高频分量平方差及第二高频分量平方差求和，得到第一求和结果及第二求和结果，计算能量比；建立能量比与耗散调节因子的映射关系，计算耗散调节因子；利用耗散调节因子对格式的耗散进行自适应调节，解决耗散调节过程依赖于具体格式和具体问题，实现格式耗散的自适应调节。
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公开(公告)号：CN119249833B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411783087.4
申请日：2024-12-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了自适应笛卡尔网格有限差分离散方法及系统及装置及介质，涉及数值模拟领域，包括：基于飞行器参数构建笛卡尔网格获得计算域；对计算域中的均匀网格数值格式离散获得第一离散结果；获得目标点；基于目标点周围网格的流场信息计算获得目标点的流场信息；将悬挂网格构造为均匀网格进行数值格式离散，获得第二离散结果；整合第一和第二离散结果获得当前迭代步数下的离散结果；迭代求解直至收敛获得最终的离散结果，基于最终的离散结果获得飞行器气动外形优化结果；本发明能够解决有限体积法的高阶精度扩展实施难度大和自适应笛卡尔网格计算域中悬挂网格需要特殊处理的问题，本发明具有简单易行和可靠高效优点。
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公开(公告)号：CN119249977B
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411783103.X
申请日：2024-12-06
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种自适应笛卡尔网格下的LU‑SGS隐式推进计算方法，涉及数值模拟领域，包括：步骤1：基于飞行器模型尺寸参数、飞行器模型运动参数和气动参数，生成等距均匀的初始笛卡尔网格，并根据空间的维度为每个网格分配多维数组号；步骤2：基于飞行器模型的几何外形，对物面边界预设范围内的网格进行叉树自适应加密，生成计算所需要的自适应笛卡尔网格；步骤3：对生成的自适应笛卡尔网格进行排序，获得排序结果；步骤4：基于排序结果进行LU‑SGS隐式推进计算获得飞行器模型数值模拟计算结果；本方法能够实现自适应笛卡尔网格下的LU‑SGS隐式推进计算，从而加速收敛以提高计算效率。
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