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公开(公告)号：CN116680817A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310973946.5
申请日：2023-08-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法及优化结构，所述微槽道开设在高超声速飞行器上并连通高超声速飞行器的迎风面和背风面，所述优化方法包括：通过在所述微槽道朝向背风面的一侧吸气，来优化微槽道抑制第二模态波。本发明在微槽道朝向背风面的一侧吸气，通过控制吸气流量来修正基本流，尽可能使不同来流工况下的“同步点”位置落于微槽道布置区域的中心，从而使得微槽道在原本不能生效的工况下仍能保持较好的效果。
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公开(公告)号：CN116534246A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310817344.0
申请日：2023-07-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种流向涡调制装置，应用于表面具有高超声速流体边界层的壁面，流向涡调制装置包括：设置在壁面上且凸出于壁面的三维粗糙元，用于延迟高超声速流体边界层的流向涡转捩；设置在壁面上且位于三维粗糙元背离来流方向一侧的控温组件，用于对壁面进行加热或降温。本申请中将壁面上设置凸出于壁面表面的三维粗糙元，并将壁面上三维粗糙元背离来流方向的一侧设置控温组件，可以在一定程度上使得被三维粗糙元进行调制后的流向涡结构内膜态更为稳定，由此更好得保证三维粗糙元实现流向涡转捩延迟有效性，有助于该流向涡调制装置应用于飞行器时，提升飞行器飞行的稳定性，提升飞行器的有效载荷。
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公开(公告)号：CN114169267A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202210126758.4
申请日：2022-02-11
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种熵层特征值的快速查找方法，属于空气动力学流动稳定性领域，包括步骤：S1，获取层流场；S2，提取层流计算剖面；S3，查找熵层特征值；S4，识别熵层稳定性物理解；S5，验证。本发明能够查找到熵层有效特征值，避免找不到特征值的问题，能够识别出熵层特征值的真实物理解，便于熵层稳定性分析，具有熵层特征值计算查找速度快的优点，减少了时间成本。
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公开(公告)号：CN112733278A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202110347545.X
申请日：2021-03-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明属于湍流转捩控制技术领域，具体涉及一种被动延迟湍流转捩控制装置及方法。其技术方案为：一种被动延迟湍流转捩控制装置，包括圆锥体，圆锥体上设置有用于削弱在大攻角工况下的流向涡的粗糙单元，粗糙单元凸出于圆锥体表面。本发明提供了一种延迟湍流转捩以减小飞行器阻力的作用被动延迟湍流转捩控制装置及方法。
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公开(公告)号：CN118833383B
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411320941.3
申请日：2024-09-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了球锥类飞行器迎风区转捩的抑制方法、装置、设备及介质，涉及航空航天领域，包括：确定所述球锥类飞行器当前的主导模态；若当前所述主导模态为所述球锥类飞行器对应的第二模态，则基于所述第二模态确定所述球锥类飞行器对应的目标区域；利用预设温度调控组件基于预设温度调控规则调控所述目标区域的温度，以抑制球锥类飞行器迎风区的转捩；所述预设温度调控规则为控制所述目标区域中从重心到边缘的温度变化速率逐渐降低。通过在飞行器的迎风区构建具有几何中心温度变化快，外缘变化慢的特点的区域，在飞行器温度调控的过程中具有很好的抑制第二模态的控制效果，可以有效地抑制三维球锥边界层迎风区第二模态转捩，实现飞行器降热减阻。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118833383A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411320941.3
申请日：2024-09-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了球锥类飞行器迎风区转捩的抑制方法、装置、设备及介质，涉及航空航天领域，包括：确定所述球锥类飞行器当前的主导模态；若当前所述主导模态为所述球锥类飞行器对应的第二模态，则基于所述第二模态确定所述球锥类飞行器对应的目标区域；利用预设温度调控组件基于预设温度调控规则调控所述目标区域的温度，以抑制球锥类飞行器迎风区的转捩；所述预设温度调控规则为控制所述目标区域中从重心到边缘的温度变化速率逐渐降低。通过在飞行器的迎风区构建具有几何中心温度变化快，外缘变化慢的特点的区域，在飞行器温度调控的过程中具有很好的抑制第二模态的控制效果，可以有效地抑制三维球锥边界层迎风区第二模态转捩，实现飞行器降热减阻。
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公开(公告)号：CN118811076A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411296087.1
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: 本申请公开了一种流向涡转捩控制方法、装置、设备及存储介质，涉及转捩控制技术领域，应用于飞行器，包括：基于飞行器的升力体模型以及当前状态的来流信息确定边界层中产生的当前流向涡；根据当前流向涡的位置，并结合预设气体引射位置选取原则在边界层上确定气体注入位置；基于预设关系表确定目标气体引射形式；利用目标气体引射形式在气体注入位置执行气体引射操作，以通过气体引射操作对当前流向涡的转捩过程进行控制。这样一来，本申请可以根据飞行器的飞行状态调整流向涡的转捩控制过程，在适当位置向流向涡边界层中注入气体工质，对边界层中的不稳定流向涡进行转捩控制；能够获得最大抑制转捩收益，实现飞行器降热减阻，提升气动性能。
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公开(公告)号：CN114476029B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202210360186.6
申请日：2022-04-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种表面结构及贴附有该表面结构的高超声速飞行器，该表面结构包括基板和烧蚀材料，基板的一面贴附于高超声速飞行器，另一面设有填充烧蚀材料的微腔。本发明通过在基板上设置用于填充烧蚀材料的微腔，并在相邻两个微腔之间的基板台设置用于生成第二模态波的反射波以及低速回流的凸起部，用以对高超声速飞行器进行高超声速飞行时产生的第二模态波的入射波进行抵消，同时传导第二模态波产生的能量，以及在烧蚀材料进行烧蚀时对第二模态波产生的热量进行吸收，能够实现高超声速飞行器表面结构的延迟转捩，提高高超声速飞行器防热、降热和减阻的能力。
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公开(公告)号：CN114169267B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202210126758.4
申请日：2022-02-11
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种熵层特征值的快速查找方法，属于空气动力学流动稳定性领域，包括步骤：S1，获取层流场；S2，提取层流计算剖面；S3，查找熵层特征值；S4，识别熵层稳定性物理解；S5，验证。本发明能够查找到熵层有效特征值，避免找不到特征值的问题，能够识别出熵层特征值的真实物理解，便于熵层稳定性分析，具有熵层特征值计算查找速度快的优点，减少了时间成本。
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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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