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公开(公告)号：CN113268818A
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202110810536.X
申请日：2021-07-19
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 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于生成拓扑映射的气动全局优化方法、存储介质及终端，属于全局气动优化技术领域，本发明以生成拓扑映射模型替代现有代理模型，极大减少了流场求解次数，提高了设计效率；其次，生成拓扑映射模型将高维设计变量映射到低维隐空间，优化算法在隐空间进行寻优，变量维度极大降低，由于优化算法种群数目与优化变量直接相关，种群数目急剧降低，进一步提升了优化效率；再者，相较于常规代理模型的样本集不断增大，训练时间随之增大，本发明生成拓扑映射的训练样本数目不断更新但总数保持不变，模型训练时间始终保持在较低水平，以此保证了较高的设计效率。
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公开(公告)号：CN109969381A
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201910294428.4
申请日：2019-04-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C3/44
Abstract: 本发明公开了一种具有尖前缘大弯度的低雷诺数高升阻比翼型,涉及一种低雷诺数翼型，所述翼型最大厚度为d/c＝0.09，最大厚度位置为xd/c＝0.274；所述翼型最大弯度为f/c＝0.0595，最大弯度位置为xf/c＝0.527；其中c为翼型弦长，d为翼型最大厚度，f为翼型最大弯度；所述翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在轴线为x轴，xd为最大厚度位置的横坐标，xf为最大弯度位置的横坐标。本发明弃常规翼型的钝头形状，采用尖前缘，减小浸湿面积，使阻力大大减小，且使翼型在失速之前升力系数线性变化；同时，本发明提供的翼型具有大弯度的特点，使翼型上表面的负压区依靠大弯度产生，从而实现高升力的特点。
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公开(公告)号：CN118514858A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410987318.7
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
Abstract: 本发明公开了一种飞行器复合式操纵舵射流环量控制方法、系统及存储介质。通过在传统机械式操纵舵后缘装配科恩达型面，形成复合式操纵舵，在设计点状态下，开展科恩达型面优化设计，以及对发动机供气管路进行设计，通过控制供气管路的阀门以调节射流压比，实现飞行姿态的控制。本发明提出的复合式操纵舵射流环量控制方法，能够解决传统的机械式操纵舵存在的弊端，以及射流环量控制技术在高亚声速巡航状态下控制效果不佳的问题，能有效提升高亚声速状态下的环量控制效果，俯仰控制能力覆盖了传统机械式操纵舵，进而大大提高飞行器在巡航状态下的机动性，以及机动时的隐身性。
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公开(公告)号：CN117252130B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311537297.0
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F18/2135 , G06F18/25 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于多可信度数据融合的飞行器近场压力分布预测方法、系统及相关设备，采用参数化方法描述飞行器气动外形，建立飞行器外形参数化设计空间，通过普氏分析方法将高/低可信度数据映射到相同的低维坐标系下，采用多可信度代理模型建立两组隐空间变量的融合模型，利用大量低成本的低精度数据提供模型趋势，并利用少量高精度数据进行模型修正，获得低可信度数据辅助、高可信度修正的多可信度数据模型，模型预测替代了耗时的CFD模拟，实现了压力分布的高精度高效率预测，达到模型输入设计变量到高可信度分布数据快速预测的目的。
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公开(公告)号：CN117421997A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311722971.2
申请日：2023-12-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0455 , G06N3/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了翼型流场信息的确定方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取目标翼型的目标气动外形参数；根据预先训练好的变分自编码模型，确定与目标气动外形参数对应目标流场信息，其中，预先训练好的变分自编码模型是采用气动外形参数和与气动外形参数对应的流场信息，对初始变分模型进行训练后得到的，本申请实施例利用变分自编码模型，一种深度生成模型，建立了流场信息的快速预测方法，可用于气动外形表面流场信息，如压力分布、摩阻分布的快速预测，并用于气动外形高效率设计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115238396B
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211093692.X
申请日：2022-09-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种三维气动外形反设计方法及装置，通过获取每个样本点的参数化变形控制点和气动外形；根据样本点的参数化变形控制点和气动外形，建立高维数据；采用ISOMAP非线性降维方法，将高维数据降到低维流形空间的低维数据；获取目标参数化变形控制点，对目标参数化变形控制点进行压力系数插值，获得与目标参数化变形控制点对应的目标压力分布值;根据目标压力分布值，通过POD降维模型，确定目标压力分布下的设计变量值；根据目标压力值分布下的设计变量值，通过FFD方法对原始气动外形进行参数化，得到相应的三维气动外形，利用本申请实施例可以直接对三维气动外形进行反设计。
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公开(公告)号：CN114987735A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210941703.9
申请日：2022-08-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法和状态构型，通过确定在低速状态下的初始翼型构件；其中，初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，初始翼型构件的下表面为平直板状态，初始翼型构件的上表面为预设弯度值；根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼。通过本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法确定的机翼，实现超声速飞行状态下低声爆低阻力特性，同时有效兼顾低速飞行状态的气动特性，在宽速域范围内提高飞行器综合特性。
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公开(公告)号：CN114048552B
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202210030530.5
申请日：2022-01-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了考虑二次撞击的旋翼表面大水滴质量流量计算方法及终端，属于数值模拟技术领域，方法包括以下步骤：计算水滴二次撞击旋翼条件下旋翼表面的二次大水滴质量流量；根据二次大水滴质量流量，结合不发生大水滴飞溅条件下旋翼表面的大水滴质量流量ṁtemp以及大水滴飞溅条件下旋翼表面水滴的质量损失率fm计算旋翼表面的最终大水滴质量流量ṁ。本发明在旋翼表面的大水滴质量流量计算中，考虑了飞溅过冷大水滴二次撞击旋翼表面引起的最终大水滴质量流量变化，以此实现更加精准的最终大水滴质量流量计算，使旋翼结冰的数值模拟更贴近物理实际，提高了旋翼结冰的数值模拟精度，以此保证飞行器的飞行安全。
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公开(公告)号：CN114048552A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202210030530.5
申请日：2022-01-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了考虑二次撞击的旋翼表面大水滴质量流量计算方法及终端，属于数值模拟技术领域，方法包括以下步骤：计算水滴二次撞击旋翼条件下旋翼表面的二次大水滴质量流量；根据二次大水滴质量流量，结合不发生大水滴飞溅条件下旋翼表面的大水滴质量流量ṁtemp以及大水滴飞溅条件下旋翼表面水滴的质量损失率fm计算旋翼表面的最终大水滴质量流量ṁ。本发明在旋翼表面的大水滴质量流量计算中，考虑了飞溅过冷大水滴二次撞击旋翼表面引起的最终大水滴质量流量变化，以此实现更加精准的最终大水滴质量流量计算，使旋翼结冰的数值模拟更贴近物理实际，提高了旋翼结冰的数值模拟精度，以此保证飞行器的飞行安全。
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公开(公告)号：CN112298534A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011249652.0
申请日：2020-11-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C21/06
Abstract: 干气孔，气孔通过导管与气泵相连接。每个导管均有单独控制的流量阀。流量阀由控制器单独控制，从而调节每个气孔的吸气流量，来控制机翼上表面的压力分布形态。该技术方案的重点之处在于如何根据实时的飞行状态，如飞行速度、高度、迎角等动态调整各个流量阀，实现需要的压力分布形态。本发明能够在宽工况范围内实施有效控制流动，显著提升飞行器气动特性，具有流动控制效率高的优势。
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