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公开(公告)号：CN118607418A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202411076321.X
申请日：2024-08-07
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 , B64F5/00 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种适用于局部气动热伴随优化的结构网格变形方法、装置，涉及流体力学计算领域，包括：对目标飞行器的待变形区域进行坐标变换，通过自由曲线变形方法得到包含变形壁面点的第一变形后区域；通过紧支径向基RBF插值法对第一变形后区域的内部点进行插值变形，得到包含变形壁面点和变形内部点的第二变形后区域；对第二变形后区域中的变形内部点的位置进行迭代优化，直至第二变形后区域的壁面法向网格满足网格与壁面之间的正交性要求，获取满足正交性要求的数值网格；对壁面法向方向的每一条线上的网格点坐标按照等比例法进行插值处理，得到等比例插值后网格；基于等比例插值后网格和数值网格的加权平均处理，获取数值‑代数混合网格。
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公开(公告)号：CN118536369A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410988076.3
申请日：2024-07-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/25 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/06
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的多目标气动布局优化方法、装置、设备及介质，涉及飞行器气动布局优化设计领域，包括构建多目标气动布局优化模型；计算适应度值，对个体最优、外部档案、全局最优、初始粒子速度及位置更新；判断初始迭代次数是否小于数据再利用分析的迭代步数，若小于，迭代执行适应度值计算及更新流程，直至不小于，获取迭代中间过程数据，计算贡献值，进行离散分类得到设计空间，对粒子位置寻优范围更新；判断当前迭代次数是否小于最大迭代步数，若小于，利用更新后的粒子位置寻优范围迭代执行适应度值计算及更新流程，若不小于，输出目标外部档案，实现多目标气动布局优化，本申请能提高多目标气动布局优化效率，提升飞行器气动性能。
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公开(公告)号：CN117764004A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410194984.5
申请日：2024-02-22
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 , G06F111/10 , G06F113/14
Abstract: 本发明涉及进排气计算技术领域，公开了一种超声速进气道计算的方法及系统，该方法包括以下步骤：S1，飞行器数模前处理：对飞行器数模进行前处理；S2，飞行器网格前处理：对飞行器网格进行前处理；S3，计算参数调整：将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。本发明解决了现有技术存在的高马赫数下进排气计算易陷入进气道不启动、计算不收敛且效率低等问题。
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公开(公告)号：CN117540642A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202410032681.3
申请日：2024-01-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/06
Abstract: 本发明涉及多目标优化技术领域，公开了一种多目标优化方法及系统，该方法，求解多目标优化问题时，在多目标粒子群算法的基础上，基于余弦动态非线性变化进行学习因子计算，并引入数据挖掘算法缩减设计空间。本发明解决了现有技术存在的容易陷入局部最优、收敛性差、过程数据没有被有效利用等问题。
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公开(公告)号：CN117236144A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311515846.4
申请日：2023-11-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了基于安装型面的正交各向异性防热材料导热主轴确定方法，涉及热传导数值计算领域，包括：获得安装型面离散单元的表示集合和离散单元对应的外法向量集合；建立位置与离散单元的外法向量之间的射线，获得射线上任意一点的第一表达式和离散单元上任意一点的第二表达式；基于第一表达式和第二表达式建立联立方程式，判断联立方程式是否存在物理解，若存在则表示该射线与离散单元有交点；更换离散单元返回获得第一表达式和第二表达式，直至所有离散单元均被遍历完成累计获得多个交点，基于交点与位置之间的距离大小以及位置获得防热结构导热主轴中的第一主轴方向，本发明解决了复杂防热结构正交各向异性防热材料导热主轴的确定问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116611173B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310869193.3
申请日：2023-07-17
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 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种多层级自适应耦合时间步长的飞行器累积热变形计算方法，包括以下步骤：S1、针对固定飞行器结构及材料，给定其长航时巡航计算状态，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格R1；S2、进行t=0时刻气动力/热环境数据的计算求解；S3、在气动力/热环境数据基础上结合热壁热流修正方法开展第一层级的累积热变形计算，获得累积热变形的宏观变化特征；S4、根据该宏观变化特征，在温升变化剧烈的区域选择小的时间步，在温升变化缓慢的区域选择大的时间步开展累积热变形计算，获得新的热变形特征；S5、根据新的温升特征重新进行耦合时间步的选取，重复迭代开展高精度的累积热变形计算，直至热变形计算收敛。
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公开(公告)号：CN116610905B
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310892878.X
申请日：2023-07-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于各向异性尺度修正的反距离权重数据插值方法，包括以下步骤：针对固定的飞行器翼面或者舵面构型S，将已知物理量的数据点、待插值的数据点表示为集合；由厚度方向、展向和弦向三个方向构成插值坐标系；统计插值坐标系下已知物理量的数据点集合和待插值的数据点集合在厚度方向、展向和弦向三个方向上的最小值和最大值；在插值坐标系下根据最小值和最大值对已知物理量和待插值数据点进行各向异性修正得到数据点；在插值坐标系下进行插值；计算得到待插值点的物理量，用于飞行器薄的翼面、舵面结构进行多场耦合。本发明可以各向异性修正翼面和舵面各方向的坐标，增大薄层方向的距离权重系数，提高数据插值精度。
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公开(公告)号：CN116608802A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310869735.7
申请日：2023-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01B17/02 , G01K11/24 , G01D21/02 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了厚度变化时温度和厚度同步测量方法、装置、设备及介质，该方法属于无损探测技术领域，该方法通过给定初始热流、厚度、材料物性参数及判断准则求解热传导方程获得温场分布，再计算得到超声波在介质中的传播时间，通过交替迭代计算更新每个时刻下的热流和厚度，在厚度发生变化的条件下中实现对结构内部温度和厚度的超声同步测量。本发明对结构厚度尺寸的变化进行准确测量，为高温结构的数理建模热安全评估提供了更多的基准数据和评价依据。
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公开(公告)号：CN113158340B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202110408435.X
申请日：2021-04-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种针对k‑epsion湍流模型的湍流长度尺度修正方法，本修正方法以无量纲速度散度λl的值为基本自变量来确定修正源项的大小，通过控制函数tanh(h2(η‑h3))‑1实现了对修正源项作用区域的控制。本发明方法不依赖于壁面距离这一参数，而是根据流场中速度散度的强度大小来确定修正源项的大小，可以有效避免现有代数方法的不足。
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公开(公告)号：CN112800543B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202110110022.3
申请日：2021-01-27
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
Abstract: 本发明公开了一种基于改进Goman模型的非线性非定常气动力建模方法：建立Goman模型；Goman模型描述气流分离点动态特性时，同时引入攻角速率及分离位置指数项的影响，从而形成改进Goman模型；建立模型参数识别框架；基于参数识别框架，辨识静态气动力模型参数；基于参数辨识框架，辨识动态气动力模型参数；基于静态气动力模型参数和动态气动力模型参数，完成气动力模型建模。本发明提出的建模方法所得模型不仅能表达定攻角速率的气动力特性，而且能表达攻角做大幅值简谐运动时的气动力特性，模型计算结果与风洞试验数据有较好的一致性，本发明具有广泛的适用性，可以应用于气动仿真和飞行控制系统设计，具有较好的工程应用前景。
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