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公开(公告)号：CN113887156A
公开(公告)日：2022-01-04
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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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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Patent Agency Ranking
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：CN115859482B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202310122941.1
申请日：2023-02-16
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 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器流场稳态基本流快速计算方法，涉及计算流体动力学领域，所述方法包括：步骤1：获得飞行器流场的控制方程；步骤2：分解所述控制方程，获得所述控制方程中的非线性项和线性项；步骤3：对所述非线性项进行求解获得第一计算结果；步骤4：获得用于计算所述线性项的控制系数和滤波时间宽度，基于所述控制系数、所述滤波时间宽度和所述第一计算结果对所述控制方程进行求解获得飞行器流场稳态基本流计算结果，本方法能够快速获得飞行器的稳态流场，为进行飞行器流场的稳定性和转捩分析提供了数据基础。
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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：CN114154441A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202210123994.0
申请日：2022-02-10
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: 本发明公开了一种飞行器的环境湍流场生成与模拟计算方法，涉及计算流体动力学领域，包括：获得设定的随机三维速度扰动场，然后获得瞬态速度扰动场；将瞬态速度扰动场叠加到预设平均流场获得物理湍流速度场，基于物理湍流速度场获得湍流入口边界条件；基于飞行器来流信息和湍流入口边界条件完成飞行器计算域的边界条件设置和初始条件设置，并划分飞行器计算域的网格；基于网格信息、边界条件设置信息和初始条件设置信息，对飞行器的环境流场进行模拟计算；本发明能够减小计算域大小，取消辅助计算域，节省计算时间和成本；以及消除可能引入的低频不确定扰动，获得更为真实的湍流；以及减小对源代码的修改，快速高效地获得所需湍流入口条件。
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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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