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公开(公告)号：CN114818149B
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210738115.5
申请日：2022-06-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞行器表面壁面热流分解方法、分析方法、介质及设备，属于空气动力学领域，包括步骤：S1，预处理：读取流场数据，利用考虑化学非平衡效应的内能方程对读取的流场数据进行预处理，获得飞行器表面流场变量；S2，壁面热流分解：将步骤S1预处理后得到的流场变量带入热流分解公式中，得到各能量输运过程影响表面热流的贡献值，从而确定影响热流的主导因素。本发明能够用于确定影响热流产生的主要贡献因素，从而指导飞行器热防护设计。
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公开(公告)号：CN114996858B
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210823106.6
申请日：2022-07-14
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 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。
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公开(公告)号：CN114993609A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210942064.8
申请日：2022-08-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种预测变雷诺数钝锥转捩位置的方法、介质、处理器及设备，属于空气动力学技术领域，包括步骤：S1，通过风洞实验获得两组不同单位雷诺数的对应实验转捩位置；S2，获得步骤S1中两组实验转捩位置的钝锥转捩雷诺数；S3，拟合曲线计算自参数；S4，获得待求单位雷诺数下的钝锥转捩雷诺数；S5，获得预测转捩位置。本发明针对钝锥，只需在同一风洞下获得两组不同雷诺数的转捩数据，即可外推预测其他雷诺数下的转捩结果，具有非常重要的工程价值。
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公开(公告)号：CN114558778A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202210462793.3
申请日：2022-04-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种微米级粉体物料可控分级气流筛及筛分方法，所述气流筛包括高压气源、输气管道、自动调风阀、筛分室、超薄样品台、出料管道、粉体物料收集箱、主控系统和样品台振动器；所述筛分室的一端面设有喷气口，并由喷气口经输气管道与高压气源连通；所述输气管道上设置自动调风阀，所述自动调风阀经主控系统控制；所述筛分室的另一端面经出料管道连接粉体物料收集箱；所述粉体物料收集箱上设有卸料口；所述筛分室内部设有超薄样品台，并在对应超薄样品台的侧面设有加料口；所述样品台振动器与筛分室连接。本发明能够避免采用网孔筛导致易堵塞、易损耗、难维护的问题，大大提高了粉体物料分级筛选的效率。
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公开(公告)号：CN114154441B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210123994.0
申请日：2022-02-10
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞行器的环境湍流场生成与模拟计算方法，涉及计算流体动力学领域，包括：获得设定的随机三维速度扰动场，然后获得瞬态速度扰动场；将瞬态速度扰动场叠加到预设平均流场获得物理湍流速度场，基于物理湍流速度场获得湍流入口边界条件；基于飞行器来流信息和湍流入口边界条件完成飞行器计算域的边界条件设置和初始条件设置，并划分飞行器计算域的网格；基于网格信息、边界条件设置信息和初始条件设置信息，对飞行器的环境流场进行模拟计算；本发明能够减小计算域大小，取消辅助计算域，节省计算时间和成本；以及消除可能引入的低频不确定扰动，获得更为真实的湍流；以及减小对源代码的修改，快速高效地获得所需湍流入口条件。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113887156A
公开(公告)日：2022-01-04
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：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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公开(公告)号：CN113704895A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111230441.7
申请日：2021-10-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及流体力学领域，公开了一种抑制Görtler涡二次失稳的装置及方法及存储介质。本装置包括：用于形成Görtler涡的曲面实验模型，所述曲面实验模型包括平面部分和曲面部分，所述曲面部分出现Görtler涡二次失稳对应的位置处设置有用于抑制Görtler涡二次失稳模态增长的沟槽，且所述沟槽顺着流体的流向布置，直至曲面实验模型的末端。本发明通过在曲面实验模型后半部分布置流向沟槽，可以实现抑制高超声速曲面边界层Görtler涡二次失稳模态增长，进而达到推迟高超声速曲面边界层转捩的目的。
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公开(公告)号：CN113468679A
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202111036423.5
申请日：2021-09-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于S‑A模型的湍流长度尺度计算方法，包括：步骤1、获取湍动能的理论运输方程中的生成项与耗散项；步骤2、获取S‑A模型控制方程的生成项与破坏项；步骤3、建立名义粘性系数和湍动能之间的近似关系，类比得到S‑A模型中湍动能的生成项和破坏项；步骤4、联立理论运输方程中的生成项与耗散项与S‑A模型中湍动能的生成项和破坏项得到湍流长度尺度代数表达式；步骤5、使用RANS模型对壁湍流进行模拟，得到湍流流动的时均结果，结合湍流长度尺度代数表达式完成湍流长度尺度的计算。本发明能够加快入口边界的人工合成壁湍流向真实壁湍流的发展过程，最终达到提高整个DNS或LES计算精度的目的。
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公开(公告)号：CN112685978B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN202110264089.2
申请日：2021-03-11
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种适用于五次样条重构格式的自适应人工粘性控制方法，包括：步骤1、读取流场数据，求解五次样条重构方程组得到单元界面处物理量的状态值及其一阶导数；步骤2、计算出单元界面处的二阶至五阶导数；步骤3、根据波数识别方法，求出单元界面处流场的等效无量纲波数，从而确定该处流场的人工粘性系数；步骤4、根据单元界面处物理量的状态值计算无粘数值通量，并根据人工粘性系数添加六阶人工粘性项，最后采用相对应的时间离散方法在时间上进行推进。将局部瞬时流场特征与格式的解析能力结合起来，通过判断局部瞬时的流场特征是否在格式的可解析范围内，从而确定格式的人工粘性系数的取值，使格式的人工粘性控制更为合理。
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