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公开(公告)号：CN114476029A
公开(公告)日：2022-05-13
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：CN119734826A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202510259207.9
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
Abstract: 本发明涉及飞行器壁面摩擦阻力控制技术领域，公开了基于微吹气表面的层流/湍流摩阻一体化控制装置及方法。控制装置多个组件协同工作，在层流或湍流状态下智能调节微吹气单元的开启和关闭，通过实时监测飞行器表面的边界层状态，动态调整微吹气单元的工作模式。在层流状态下，微吹气单元不产生微吹气，通过多孔表面减阻；在湍流状态下，微吹气单元产生微吹气，通过微气流隔离湍流结构与壁面，减小湍流摩擦。通过这种智能调节，系统能够根据实际飞行环境优化阻力性能，从而提高飞行效率和节省能源。
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公开(公告)号：CN119203386B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411658526.9
申请日：2024-11-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种基于网格修剪法的浸入边界数值模拟方法及系统，涉及计算流体力学领域，解决了复杂几何外形流场数值模拟中的网格生成与计算精度问题；方法包括：设置计算域网格，识别并确定流体与几何物体的交界面；计算域网格在交界面作用下形成被切割网格，计算确定被切割网格的基本参数；建立计算域网格中未被几何物体表面剪切的标准网格的控制方程；在标准网格的控制方程的形式基础上，确定计算域网格中受到几何物体表面剪切的交界面网格的控制方程；基于标准网格与交界面网格各自的控制方程，以迭代求解方式对流场进行数值模拟；本发明可以有效减少数值模拟的网格量和技术难度，并且可以使用高阶方法获得高阶精度。
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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：CN114638173B
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202210086558.0
申请日：2022-01-25
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 , G06T3/40 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于流体力学计算领域，提供了一种高阶非线性激波捕捉空间离散方法，包括如下步骤：读取流场数据，得到各网格点上的物理通量和特征通量；根据所述特征通量判断各网格点的间断性，所述间断性包括光滑和间断；当所述网格点的间断性为光滑时，通过k次样条插值格式得到半网格点上通量；当所述网格点的间断性为间断时，通过单调保持格式得到半网格点上通量；根据所述半网格点上通量，并结合各网格点上的物理通量，得到整体的空间离散格式；将时间推进至预设结束时间，得到预设结束时间的流场数据。本发明提供的一种高阶非线性激波捕捉空间离散方法具有低耗散、高精度、高分辨率和间断的精确捕捉等优势。
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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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