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公开(公告)号：CN114707241A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210335434.1
申请日：2022-03-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器的阻力修正方法领域，尤其涉及一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，包括以下步骤，先基于理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量ΔCD；再通过CFD计算得到无防热瓦间隙时阻力系数CD0；再将ΔCD与CD0相加得到修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数CD；本方法在可以获得防热瓦间隙流动对飞行器全机阻力的影响，且相比于现有基于风洞试验和数值模拟手段的防热瓦间隙影响阻力修正方法，本方法需要的试验数据少，可以大大节省成本和缩短周期。
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公开(公告)号：CN112001034B
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202010937863.7
申请日：2020-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种多面锥构型飞行风洞标模布局及设计方法，试验模型的外形为安装控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型，所述多面锥构型沿着轴线包括有若干段，第一段为由多个平面切割的球头构型，中间若干段为多边形裙构型，最后段为由多个平面切割的圆柱构型。本方法基于参数化思想，采用了非正多面锥构型作为基本外形，对整个外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验对气动布局的简化需求。由于本方法采用了参数化表达，因此所设计的试验模型可根据总体、气动和试验需求进行优化和调整。本方法设计的飞行试验模型尾段带有X型布置的、平面形状为直角梯形的气动控制舵面，可根据实际飞行需求对舵面开展优化设计，使试验模型实现一定时间的自主可控飞行。
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公开(公告)号：CN113656920A
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202111223072.9
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于导弹设计技术领域，提供了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，本发明基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。
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公开(公告)号：CN119026385B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411507619.1
申请日：2024-10-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空航天飞行器多体分离技术领域，公开了一种基于投放通道的内装后向多体分离仿真方法，包括：网格生成：构建飞行器内装后向多体分离的基本抛物投放通道，根据所述基本抛物投放通道构建考虑不确定性的抛物投放通道，并生成多尺度渐变混合重叠网格；强剪切、强时变流动仿真：根据所述多尺度渐变混合重叠网格，基于自适应低速预处理方法对飞行器内装分离尾流区域中强剪切的流动特征进行仿真处理，并基于强时变流场预算方法和变时间步长方法对飞行器内装分离尾流区域中强时变的流动特征进行仿真处理。本发明可有效提高飞行器内装后向多体分离的预测精度，解决内装后向投放分离数值仿真精度较低的问题。
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公开(公告)号：CN118313174B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410741398.8
申请日：2024-06-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F18/24 , G06F18/23213 , G06F18/231
Abstract: 本发明公开了一种悬挂物与载机分离试验的分离参数设计方法，涉及悬挂物分离领域，包括：步骤S1：针对某型悬挂物分离的案例，梳理试验中悬挂物与载机分离的主要分离参数及取值范围；步骤S2：基于悬挂物与载机分离包线设计试验分离参数组合，再根据分离参数的物理意义，对试验的分离参数进行特征化；步骤S3：基于步骤S2特征化后的分离参数，对需要试验的分离参数组合采用聚类方法分成若干个子集，然后在每一子集中随机挑选若干个分离参数组合，使得总的分离参数组合数目满足试验资源消耗要求。本发明，对分离参数的特征化过程考虑了物理含义，避免了数值较大的物理量在计算“距离”时权重过大，参数特征化方法简单，适用性强。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118144995B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410580294.3
申请日：2024-05-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Inventor： 崔鹏程 , 李欢 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 陈江涛 , 赵炜 , 张培红 , 周桂宇 , 蒋安林 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 张杰 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 莫焘 , 贾川 , 刘亮 , 赵辉
IPC: B64D1/06
Abstract: 本发明公开了一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱及投放控制方法，其中内埋弹舱包括：前缘直板、弹舱舱门、连接杆、弹舱本体以及安装槽，所述前缘直板通过安装槽嵌入于飞行器的弹舱本体内部前缘位置，并通过连接杆与弹舱舱门联动，且能够随弹舱舱门的开启而运动至弹舱本体外部前缘位置。当飞行器无需投弹时，弹舱舱门关闭，前缘直板嵌入在弹舱本体内部，不影响飞行器正常飞行；当需要打开弹舱舱门投放导弹时，前缘直板随弹舱舱门运动至弹舱外部，抬升内埋弹舱的剪切层流动，减小内埋弹舱后缘底部的压强并使导弹下方呈现低压状态，从而使导弹从内埋弹舱投放分离时呈现低头姿态。本发明可以解决导弹从内埋弹舱投放分离时抬头姿态较大的难题。
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公开(公告)号：CN118052171B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410455399.6
申请日：2024-04-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Inventor： 崔鹏程 , 张耀冰 , 李欢 , 贾洪印 , 吴晓军 , 龚小权 , 唐静 , 张培红 , 周桂宇 , 陈江涛 , 赵炜 , 刘深深 , 余婧 , 陈兵 , 蒋安林 , 张杰 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 贾川 , 罗磊 , 莫焘
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于伴随方程的自适应CFL数调整方法、设备及存储介质，包括：计算流场方程，计算伴随方程初场，获取飞行器伴随方程的残差收敛信息；根据残差收敛信息，计算伴随方程的区间极值，并判断伴随方程的残差收敛趋势；设置CFL数调整策略，基于伴随方程的残差收敛趋势判断结果对CFL数进行调整；CFL数调整策略包括：当残差收敛趋势呈下降趋势时，增大CFL数；当残差收敛趋势呈上升趋势时，减小CFL数；将调整后CFL数再次代入伴随方程进行计算，循环执行直至达到设置的计算步数，获取飞行器网格每个单元的伴随变量信息。本发明根据伴随残差的收敛情况实时自适应调整CFL数，在计算过程中尽可能地保持合理的CFL数，提高伴随方程求解的稳定性和计算效率。
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公开(公告)号：CN112016164B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202010937812.4
申请日：2020-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设计方法，利用成熟轴对称助推飞行器作为飞行试验平台，将其轴对称头锥区域外形进行局部替换重新设计，而飞行试验平台的结构、控制、动力等硬件系统均与原飞行器保持一致；替换的局部头锥外形为沿纵向体轴轮换对称构型，从头部到尾部分为四段。第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型，其中第一段球头锥构型用于相关材料考核飞行试验，第三段为相关流动研究测量试验段，第二段、第四段为相应的过渡连接段。该航天模型飞行试验充分利用现有成熟技术，可极大地节约设计成本，缩短设计周期。
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公开(公告)号：CN114036651A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202210025718.0
申请日：2022-01-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器气动布局设计技术领域，提供了一种低阻的次口径旋成体弹身及设计方法，弹身包括次口径弹体和整流段；次口径弹体和整流段之间设置有过渡段；过渡段的第一端直径等于次口径弹体的直径R1，过渡段的第二端直径等于整流段的第一端直径R2，并且R1>R2；整流段的第二端的端面形状为梅花状；梅花状端面的外圆直径等于整流段的第一端直径R2，梅花状端面的内圆直径为R3，R3=D/2+A，R3
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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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