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公开(公告)号：CN114139465A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202111239727.1
申请日：2021-10-25
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 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种脱体涡模拟模型构造方法，包括以下步骤：步骤1、获取RANS模型控制方程中的湍动能破坏项，确定湍动能破坏项中的长度尺度；步骤2、对长度尺度进行修正，完成新的替代破坏项构建；步骤3、对新的替代破坏项进行网格尺度修正，完成脱体涡模拟模型的构造。本发明提出的模型构造方法，在模拟含分离的湍流流动时，能够更合理地自动区分需要使用RANS的近壁区域和需要使用LES的远离壁面区域，使对流动的解析更加精准，能够在较为苛刻的网格分辨率条件下得到最优的数值模拟结果。
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公开(公告)号：CN113468679B
公开(公告)日：2021-11-12
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：CN119761266B
公开(公告)日：2025-05-20
申请号：CN202510259175.2
申请日：2025-03-06
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 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于计算流体力学技术领域，公开了一种面向超声速激波湍流干扰的数值模拟方法，包括如下步骤：S100初始化雷诺平均纳维斯托克斯方程中流动物理量，以及#imgabs0#SST湍流模型方程中的湍流特征量；S200求解RANS方程，得到第#imgabs1#时刻的#imgabs2#；根据S200中得到的相关值，计算尺度规约化的无量纲逆压梯度量#imgabs3#；根据S300中得到的#imgabs4#值，计算调节函数#imgabs5#，得到改进的湍动能产生项#imgabs6#；根据S400中得到的#imgabs7#，求解改进的#imgabs8#SST湍流模型方程，得到#imgabs9#；根据S500中得到的#imgabs10#代入S200，迭代求解，直到当RANS方程残差Resn小于一定值ε或达到最大步数N=Nmax时，则停止继续迭代求解。根据S600输出最新流动物理量的平均值#imgabs11#，结束数值模拟。
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公开(公告)号：CN119720860B
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510193236.X
申请日：2025-02-21
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 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了基于尺度滤波的格式耗散调节方法、装置、设备及介质，涉及流体动力学技术领域，对流场数据中的速度场进行特征分析，并投影至特征空间，得到速度场的特征变量；对特征变量进行移动最小二乘滤波；将第一滤波后的特征变量及第二滤波后的特征变量反投影至物理空间，得到第一滤波后的速度场及第二滤波后的速度场；计算第一高频分量平方差及第二高频分量平方差；对第一高频分量平方差及第二高频分量平方差求和，得到第一求和结果及第二求和结果，计算能量比；建立能量比与耗散调节因子的映射关系，计算耗散调节因子；利用耗散调节因子对格式的耗散进行自适应调节，解决耗散调节过程依赖于具体格式和具体问题，实现格式耗散的自适应调节。
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公开(公告)号：CN119337509B
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411876734.6
申请日：2024-12-19
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 , G06F17/11 , G06F119/10 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种基于敏感性分布的多孔介质流致噪声控制方法，涉及流动控制领域，包括：选取飞机起落架舱构型并建对应的飞机起落架舱模型，设置数值模拟的计算域；将所述飞机起落架舱模型和所述边界条件带入数值求解模型中求解流场得到流动解Q；建立伴随方程组，将所述流动解Q带入伴随方程组中求解得到伴随解Q†；基于所述伴随解Q†，统计飞机起落架舱模型中布置多孔介质的壁面上的敏感性分布，获得敏感性分布结果；基于所述敏感性分布结果，设置用于模拟多孔介质的壁面边界条件；将所述壁面边界条件代入所述数值求解模型中进行数值模拟计算，得到基于多孔介质控制的流动；本方法通过优化多孔介质的空间分布来提高对流动的控制效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119337509A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411876734.6
申请日：2024-12-19
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 , G06F17/11 , G06F119/10 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种基于敏感性分布的多孔介质流致噪声控制方法，涉及流动控制领域，包括：选取飞机起落架舱构型并建对应的飞机起落架舱模型，设置数值模拟的计算域；将所述飞机起落架舱模型和所述边界条件带入数值求解模型中求解流场得到流动解Q；建立伴随方程组，将所述流动解Q带入伴随方程组中求解得到伴随解Q†；基于所述伴随解Q†，统计飞机起落架舱模型中布置多孔介质的壁面上的敏感性分布，获得敏感性分布结果；基于所述敏感性分布结果，设置用于模拟多孔介质的壁面边界条件；将所述壁面边界条件代入所述数值求解模型中进行数值模拟计算，得到基于多孔介质控制的流动；本方法通过优化多孔介质的空间分布来提高对流动的控制效果。
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公开(公告)号：CN118332968A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410748766.1
申请日：2024-06-12
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 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了面向激波湍流干扰问题的激波侦测方法、装置、设备及介质，涉及数值模拟技术领域，包括：获取当前流场在固定网格下的各个不同流场位置的网格尺寸和对应的流场数据；利用流场数据计算出对应流场位置的总焓及总焓的第一分量梯度和第二分量梯度，确定激波侦测器的总焓梯度变化；根据总焓梯度变化与网格尺寸得到第一激波侦测因子；遍历当前流场的各个不同流场位置，获取当前流场的总焓分量梯度绝对值和的极值，基于总焓分量梯度绝对值和的极值获取激波侦测器的第二激波侦测因子；当第一激波侦测因子和第二激波侦测因子满足预设数值条件时，则判定激波侦测器识别当前流场中存在激波结构，执行使用预设数值格式计算当前流场的步骤。
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公开(公告)号：CN113505543B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202110677598.8
申请日：2021-06-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器壁面热流分析方法，包括：步骤1、读入流场数据，对能量方程进行预处理获取待计算的流场变量，并根据读入的流场数据计算流场变量；步骤2、根据坐标转换公式将预处理后的能量方程简化为二维形式，并变换至相对坐标系；步骤3、对相对坐标系下的能量方程进行积分处理，并将积分结果还原至绝对坐标系，得到飞行器壁面热流与能量方程各项的依赖关系；步骤4、引入热流系数，得到飞行器壁面热流贡献表达式，根据流场变量计算表达式中各项的贡献值，从而得到影响壁面热流的主要因素及其定量比例。本发明方案能分析边界层内不同物理因素对壁面热流的贡献，获得准确分解结果并且拥有极为广泛的应用范围。
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公开(公告)号：CN114818149A
公开(公告)日：2022-07-29
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：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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