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公开(公告)号：CN114036650A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202210012711.5
申请日：2022-01-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种非轴对称自然层流短舱反设计方法及自然层流短舱，涉及短舱设计技术领域，它包括9个步骤，通过对不同基准面的分别设计形成最终的非轴对称自然层流短舱，基于生成拓扑映射模型，以压力分布为目标，整个步骤使用客观方法实现，不依赖于设计者的经验；通过多个基准面的设计、匹配融合，将非轴对称短舱的三维流动效应贯穿始终；并且所需样本数目少、计算成本低。
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公开(公告)号：CN108197368B
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN201711445317.6
申请日：2017-12-27
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 , G06F30/27 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开了一种适用于飞行器复杂气动外形的几何约束及权函数简捷计算方法，采用全新的复杂气动外形优化设计几何约束的评估方法和基于灵敏度多点优化权函数选择的方法，准确方便地计算出任意复杂外形的厚度、容积等几何约束，兼容离散表面多块对接网格、离散表面非结构网格等；权函数选择能够充分利用已有权函数数据的有效信息，具有权系数选择指导性，从而充分挖掘基于灵敏度优化技术的设计潜力。
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公开(公告)号：CN118419258B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202410882211.6
申请日：2024-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请涉及超声速飞机领域，具体而言，涉及一种超声速低声爆升力体布局飞行器。具体的，本申请的超声速低声爆升力体布局飞行器包括：升力体机身，尾翼，发动机短舱与环形翼；升力体机身为扁平对称升力体结构，包括尖前缘与大后掠，其中，后掠由对称分布的左后掠部与右后掠部组成；尾翼由左尾翼与右尾翼组成，其中，左右尾翼分别对称设置在左右后掠部的尾端；在左右后掠部的上方设置左右发动机短舱；环形翼由左环形翼部与右环形翼部组成，其中，左右环形翼部分别对称设置在左右后掠部的上方；此外，环形翼还包括方向舵与襟副翼。采用本申请的技术方案可以解决超声速飞行时的声爆问题，以及低速起降与超声速巡航的飞行状态控制问题。
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公开(公告)号：CN118607413A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410804431.7
申请日：2024-06-21
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 , G06F30/15 , G06F17/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了用于飞行器滚转方向旋转动导数计算的输入参数确定方法，涉及航空航天飞行器技术领域，本发明，通过计算确定不同旋转中心坐标和来流条件等输入参数，可以帮助基于旋转坐标系的准定计算方法实现在同一套计算网格下不同攻角和侧滑角组合状态的飞行器滚转方向旋转动导数快速计算。该方法提高了飞行器滚转方向旋转动导数整个计算流程的工作效率，并减少了错误的输入参数发生。
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公开(公告)号：CN117521234A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202310079635.4
申请日：2023-02-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞翼布局内外流一体化的参数化建模方法、设备及介质，属于飞行器优化设计领域，包括步骤：多域FFD控制框制作；物面点与FFD控制框的从属关系及映射关系计算；FFD控制框的增广方法；控制框重叠区域的使用策略；控制点选取原则；内外流参数化变形实现。本发明能够实现飞翼布局背负式进排气系统的内外流参数化变形，增加了背负式进气飞行器设计的灵活性，提升了工程化应用潜力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116562192B
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310824277.5
申请日：2023-07-06
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 , B64F5/00 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种飞机结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质，应用于冰形预测领域，该方法通过在迭代计算活动水质量流量时引入溢流水流动时间步，将溢流水流动时间步和网格每一个边界的溢流速度相乘得到每一个迭代步的流出水质量流量；将相邻控制体的流出水质量流量确定为当前控制体的流入水质量流量；根据流出水质量流量和流入水质量流量迭代计算活动水质量流量直至收敛，从而确定最终的目标冻结水冻结速率以预测结冰冰形。避免了现有技术中在迭代计算活动水质量流量时，使每一次迭代每个网格的流出水完全流出到相邻的网格，同时该网格也接收来自上游的溢流水，忽视了不同网格尺寸和溢流速度的差异而导致预测冰形不精确的问题。
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公开(公告)号：CN116562192A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310824277.5
申请日：2023-07-06
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 , B64F5/00 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种飞机结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质，应用于冰形预测领域，该方法通过在迭代计算活动水质量流量时引入溢流水流动时间步，将溢流水流动时间步和网格每一个边界的溢流速度相乘得到每一个迭代步的流出水质量流量；将相邻控制体的流出水质量流量确定为当前控制体的流入水质量流量；根据流出水质量流量和流入水质量流量迭代计算活动水质量流量直至收敛，从而确定最终的目标冻结水冻结速率以预测结冰冰形。避免了现有技术中在迭代计算活动水质量流量时，使每一次迭代每个网格的流出水完全流出到相邻的网格，同时该网格也接收来自上游的溢流水，忽视了不同网格尺寸和溢流速度的差异而导致预测冰形不精确的问题。
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公开(公告)号：CN114036650B
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202210012711.5
申请日：2022-01-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种非轴对称自然层流短舱反设计方法及自然层流短舱，涉及短舱设计技术领域，它包括9个步骤，通过对不同基准面的分别设计形成最终的非轴对称自然层流短舱，基于生成拓扑映射模型，以压力分布为目标，整个步骤使用客观方法实现，不依赖于设计者的经验；通过多个基准面的设计、匹配融合，将非轴对称短舱的三维流动效应贯穿始终；并且所需样本数目少、计算成本低。
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公开(公告)号：CN111931294A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010908995.7
申请日：2020-09-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于物理量梯度修正的紧支基函数多场耦合数据传递方法。本发明通过在原始紧支基函数计算方法中，根据物理量梯度大小，对径向基计算中的xyz三方向进行系数缩比调控，以求在相同的紧支半径范围内，选取更多物理量变化剧烈的点进行插值，从而使用来插值的点能够更具有代表性和聚集性，具有实际物理量分布的各向异性特征，从而使插值的结果更能表征物理实际分布特征，从而提高精度。因此本发明可以为飞行器气动力/热/结构多场耦合计算提供一种可行的具备更高精度的数据传递方法。
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公开(公告)号：CN109190232A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201810977464.6
申请日：2018-08-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，主要由生成计算网格以及动能计算网格面、数值求解流场、计算平尾区通过网格面的来流动能和计算平尾区动能损失量等步骤组成，其中采用的着陆构型飞机模型包括机身、增升装置、发动机短舱、平尾和垂尾等部件；目的在于对基于数值计算得到的含飞机模型的流场数据，通过后处理插值计算方法得到流过飞机平尾前缘上游一定位置动能计算网格面上的所有来流动能，在相同来流攻角等条件下计算不含飞机模型的自由来流流场中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，实现飞机平尾区动能损失计算评估。
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