-
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。
-
公开(公告)号：CN113591417A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110916423.8
申请日：2021-08-11
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
Abstract: 本发明公开了一种应用于高精度间断迦辽金流体仿真的粘性项处理方法，用于解决迦辽金方法在计算Navier‑Stokes方程时出现的计算精度低于理论精度的问题，从而精确捕捉流场中用于工程应用的升力、阻力、速度、密度和压力等信息。包括如下步骤：对空间进行剖分得到计算网格，采用高精度间断迦辽金框架对Navier‑Stokes方程进行处理，得到半离散形式的控制方程；定义新的提升算子，采用新的提升算子计算粘性通量，积分后获得粘性项的计算结果；采用迭代方式进行方程的求解计算，获得仿真结果。本发明在节省计算量的同时，有效保持了高阶格式的计算精度，计算精度高于理论精度。
-
公开(公告)号：CN113392602A
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202110795565.3
申请日：2021-07-14
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 , G06F16/25 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种CFD标准气动算例的接口数据结构及构建方法，属于计算机软件领域。包括：算例层，描述算例数据的基本信息；物件层，区分具有分离特征的算例数据，并存储与物件相关的基本参数；数据类型层，将数据分为不同类型；状态数据层，存储CFD计算所需要的前置参数；结果数据层，存储计算结果数据；部件层，将飞行器区分为不同的部分；截面层，将部件划分为不同的面。方法包括：创建公共类；使用Java语言建立算例类、物件、基本结构类；分析用于CFD计算的算例数据，并将算例数据进行分类；使用Apache开源框架CXF实现对外接口。本发明提出了两种算例数据结构，按这两种数据结构实现的接口，可以提升数据访问效率。
-
公开(公告)号：CN113139243B
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN202110688626.6
申请日：2021-06-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明的一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法包括：步骤一，确定飞行器左右宽度轮廓线；步骤二，确定飞行器上下表面轮廓线；步骤三，设计x=L处截面曲线；步骤四，设计x=xB处截面曲线；步骤五，设计点B之后到点C的截面曲面；步骤六，设计x=L1处的截面曲线；步骤七，设计点B之前的截面曲面；步骤八，设计点E到点E1的截面曲面；步骤九，设计点E到点E1的截面曲线下部压缩拐角区域截面曲面；步骤十，将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于zx平面对称；将步骤六所得曲面分别关于zx平面、xy平面对称。本发明能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。
-
公开(公告)号：CN109747860B
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN201910174115.5
申请日：2019-03-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局形式及设计方法，栅格舵翼混合布局方案由两片变弦长水平弧形栅格翼和四片平直栅格舵组成，两片水平弧形栅格翼起到飞行增稳的作用，四片字布局栅格舵用于飞行过程中姿态的控制，在发射起始阶段，折叠状态装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制；进一步的提出了一种以初始箱式发射为几何约束的栅格舵翼设计方法及流程，可提升栅格舵翼混合布局的设计效率；本发明提出的栅格舵翼混合布局形式可提供较大的纵向控制力矩，且在较宽马赫数范围内均有较高的气动效率，有利于飞行控制系统设计，特别适用于高升阻比滑翔类飞行器助推级的控制舵面使用。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111339681B
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN202010207452.2
申请日：2020-03-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , F02K1/00 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了种用于发动机喷流干扰效应模拟的喷管出口参数匹配方法，用于空气介质模拟发动机燃气喷流对外流的气动干扰；等效匹配过程中发动机喷管出口面积严格一致，喷管出口参数变换时考虑了边界层影响，出口关键特征参数匹配的一致性相比传统的相似准则变换有明显提高；通过对喷管扩张角度的修正，可保证冷热喷流喷管出口气流膨胀角度一致；本发明提出的空气介质模拟燃气喷流干扰参数匹配方法适用于二维、三维常规完全膨胀喷管，可直接应用于飞行器姿控发动机、尾喷流发动机喷流干扰效应数值模拟评估分析中，特别适用于舵面/姿控发动机近距耦合干扰效应分析，相比传统空气介质冷喷流，可提高模拟预测的精度。
-
公开(公告)号：CN111551343A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010465081.8
申请日：2020-05-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以下步骤：按照第一缩比比例将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；按照第二缩比比例将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动力风洞试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据；本发明将全局大比例缩比和栅格舵局部等效的风洞试验方法相结合，栅格舵等效过程中考虑了等效过程栅格舵外边框对升力、阻力的贡献，将栅格舵与箭体的二次气动干扰量适当放宽，相关数值仿真和风洞试验结果表明，此种局部等效模拟的方法可以在低速、亚声速、超声速和高超声速时满足工程应用的要求。
-
公开(公告)号：CN108507422A
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201810305663.2
申请日：2018-04-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法，解决了现有火箭芯一级残骸落点分散，散布范围较大的问题。栅格翼为弧形结构并且其内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，栅格翼通过外框底部的支撑柱与折叠机构连接，折叠机构前后带有整流罩，折叠转轴处预置压缩弹簧，提供栅格翼初始展开力。利用栅格翼高气动效率和高阻力的特点，将栅格翼安装在现役运载火箭一二级连接舱段上并通过折叠机构折叠和打开。在火箭上升段完全折叠在火箭箭体上，对火箭上升段的安全和运载能力影响均较小；在芯一级残骸高速再入过程中，折叠的栅格翼展开，起到增强火箭残骸本体气动稳定性和气动阻力的目的，从而减小火箭芯一级残骸落点散布面积。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
113
records
(took 0.048 seconds)
