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公开(公告)号：CN113515903B
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111049359.4
申请日：2021-09-08
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: 本发明公开了一种分区封装的快速寻点方法、存储介质及终端，属于计算流体力学及网格技术领域，方法包括：建立结构网格系统中各网格块的包围盒，并将包围盒划分为多个子空间；获取各包围盒中各子空间中网格点属性信息并封装存储；确定给定网格点对应的包围盒的子空间；计算给定网格点与其所属子空间中所有网格点之间的距离，通过比较距离大小进而确定给定网格点的最近网格点。本发明在获取各包围盒中各子空间中网格点属性信息并封装存储后，仅需计算给定网格点与其所属子空间中所有网格点之间的距离，通过比较距离大小进而确定给定网格点的最近网格点，计算量小即可大大节约计算时间开销，提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN113505551B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202111053024.X
申请日：2021-09-09
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了来流变化诱发非定常的模拟方法、系统、存储介质和终端，方法包括：基于飞行器的外形，生成初始时刻的计算网格；计算初始时刻飞行器的定常流场；计算来流参数变化时的非定常流场；对非定常三维Navier‑stockes方程组进行离散化和线性化处理；计算n+1时刻左端项LHS的值；并在n+1时刻，更新来流参数参考量；根据当前时刻的参考值计算，根据上述n+1时刻的参考值计算，同时计算前一时刻的参考值；计算n+1时刻的无量纲时间步长；计算右端项RHS的值。本发明考虑来流参数变化诱导的气动非定常效应，采用了具有一般普适性的计算右端项RHS的公式，基于理论推导，对程序改动量小，计算量小。
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公开(公告)号：CN117274537B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311561098.3
申请日：2023-11-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06T17/20 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种基于边界问题的网格生成方法、装置、终端设备和介质，通过根据预设网格生成参数，确定背景笛卡尔网格；根据飞行器模型，确定飞行器的近壁附面层网格；根据近壁附面层网格，确定与近壁附面层网格对应的自适应笛卡尔网格；根据自适应笛卡尔网格和附面层网格，采用重叠算法或贡献单元方法进行网格处理，得到处理后的网格；基于流动控制方程，对处理后的网格进行仿真计算，得到初始流场信息；根据初始流场信息，对飞行器的边界运动进行网格调整，使得该方法具有自动化程度相对传统方(56)对比文件干雨新;赵宁.预处理方法在混合笛卡尔网格中的应用研究.空气动力学学报.2018,(第04期), 115-121.唐志共;陈浩;毕林;袁先旭.自适应笛卡尔网格超声速黏性流动数值模拟.航空学报.2017,(第05期), 44-56.
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公开(公告)号：CN116384290B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310657742.0
申请日：2023-06-06
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 , G06F17/11 , G06F17/18 , G06F111/10 , G06F119/12 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种考虑真实气体效应的高超声速飞行器动导数预测方法，所述方法包括：步骤1：针对飞行器弹道点，根据来流参数生成第一计算网格；步骤2：基于第一计算网格采用热化学非平衡模型开展流场定常静态气动特性数值模拟，获得第一弹道点飞行器流场参数；步骤3：基于第一弹道点飞行器流场参数获得流场非定常计算初始时刻的第一流场参数信息；步骤4：基于第一流场参数信息，采用双时间步法开展流场非定常计算，获得飞行器动导数计算结果；本发明实现了高超声速飞行器动导数的高效和准确的预测。
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公开(公告)号：CN116432563A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310692398.9
申请日：2023-06-13
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 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种空间网格的处理方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取目标空间网格单元；根据预先建立的空间网格的存储信息，确定与目标空间网格单元对应的网格数据信息、边界数据信息和流场数据信息；其中，预先建立的空间网格的存储信息至少包括空间网格单元的网格数据信息、边界数据信息和流场数据信息，网格数据信息、边界数据信息和流场数据信息相对应；根据网格数据信息、边界数据信息和流场数据信息，对目标空间网格单元进行处理，在数据结构中建立空间网格相交面元、邻居指针数组等动态存储技术，降低计算量、提高计算效率，提高对不同边界处理方式的兼容性以及对不同网格类型的扩展性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116384290A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310657742.0
申请日：2023-06-06
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 , G06F17/11 , G06F17/18 , G06F111/10 , G06F119/12 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种考虑真实气体效应的高超声速飞行器动导数预测方法，所述方法包括：步骤1：针对飞行器弹道点，根据来流参数生成第一计算网格；步骤2：基于第一计算网格采用热化学非平衡模型开展流场定常静态气动特性数值模拟，获得第一弹道点飞行器流场参数；步骤3：基于第一弹道点飞行器流场参数获得流场非定常计算初始时刻的第一流场参数信息；步骤4：基于第一流场参数信息，采用双时间步法开展流场非定常计算，获得飞行器动导数计算结果；本发明实现了高超声速飞行器动导数的高效和准确的预测。
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公开(公告)号：CN115809513B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310080909.1
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种强迫转捩‑俯仰震荡数值模拟方法，涉及计算流体力学领域，构建飞行器模型，在预设俯仰角度状态下进行定常试验，获取定常转捩阵面；在震荡角度范围内对飞行器模型进行俯仰震荡；对定常转捩阵面进行线性插值，计算得到N个角度状态下任意位置转捩阵面。本发明通过定常试验确定飞行器模型的定常转捩阵面，结合俯仰震荡刚性网格插值，计算得到任意时刻位置的转捩阵面，从而快速得到不同俯仰状态的转捩阵面，满足航天工程中动稳定性分析要求。
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公开(公告)号：CN115470734A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211418012.7
申请日：2022-11-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种热气动弹性问题的处理方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取飞行器模型；根据飞行器模型，生成与飞行器模型对应的目标笛卡尔网格；根据预先设定的气动信息和目标笛卡尔网格，确定当前时刻的流场的流动状态；根据流场的流动状态，确定飞行器模型的结构应力分布信息；根据结构应力分布信息，确定结构位移场；根据结构应力分布信息和结构位移场，确定壁面温度分布信息，以对壁面边界条件进行修正；根据结构位移场和修正后的壁面参数，对目标笛卡尔网格进行更新，以使外流场和飞行器模型的结构上的不同类型网格之间进行数据传递，可以提高自动化程度和鲁棒性。
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公开(公告)号：CN119940235A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510435846.6
申请日：2025-04-09
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于气动热技术领域，公开了一种基于边界层厚度的高速飞行器舵轴热流预测方法，该方法依据风洞试验或数值计算获得高速飞行器空气舵舵轴表面测点或网格点热流数据，采用CFD数值计算方法获得飞行器边界层厚度数据，将舵轴热流数据按照对应工况的边界层厚度数值大小进行排序，采用多项式拟合方法，为每个测点或网格点建立边界层厚度数据与舵轴热流数据的拟合关系式，最后将该拟合关系式用于舵轴热流预测。基于已有的少量舵轴热流数据，采用多项式拟合方法建立边界层厚度到舵轴热流的拟合关系式，用于舵轴热流快速预测，方法简单可靠，由于舵轴缝隙热流与边界层厚度的高度相关性，该方法思路可广泛应用于各种情况下舵轴缝隙热流预测。
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公开(公告)号：CN118665708A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202411157119.X
申请日：2024-08-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及高速空气动力学技术领域，具体公开了一种高速飞行器微波纹结构表面及其设计方法；包括多组设置在飞行器表面且沿气流方向依次连接的微波纹结构单元；多组所述微波纹结构单元结构相同，包括呈竖向设置的侧面、与侧面的底部连接的底面、与底面远离侧面一侧连接的曲面、以及与曲面远离底面一侧连接的上表面；所述侧面与飞行器表面或相邻的微波纹结构单元中的上表面远离曲面的一侧连接；所述侧面设置在靠近气流上游的一侧。以及公开了其设计方法；本发明利用微波纹结构形成的微尺度涡流，降低高速气流与飞行器表面之间的摩擦，实现高速飞行器关键位置的减阻降热，从而提高飞行器的航程和红外隐身特性。
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