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公开(公告)号：CN116542178A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310591185.7
申请日：2023-05-24
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 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种定常流动数值模拟方法、装置、设备及介质，涉及计算流体力学研究领域，该方法包括：基于目标边界条件、目标流场单元更新函数和当前流场依次对本轮迭代步中各个未更新计算单元进行更新，以得到本轮迭代步中更新后的计算单元以及更新后的所述当前流场；判断当前是否满足预设迭代停止条件，若不满足，则启动下一轮迭代步，以重新跳转至所述基于目标边界条件、目标流场单元更新函数和当前流场依次对本轮迭代步中各个未更新计算单元进行更新的步骤，直至当前满足所述预设迭代停止条件，并将当前输出的所述当前流场确定为目标流场，以得到相应的流场模拟结果。通过上述方案，可以在定常流动数值模拟过程中快速获取满足收敛条件的流场。
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公开(公告)号：CN116225073B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310513468.X
申请日：2023-05-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于CFD方法的僚机飞行迎角快速确定方法，涉及航空飞行器技术领域，该方法通过固定水平自由来流、调整编队飞行中僚机迎角的方式生成编队飞行器的计算网格，并采用CFD方法计算得到编队飞行中僚机在2个迎角下的升力系数，同时基于单独僚机在巡航迎角时的升力系数，通过绘制僚机编队飞行中的升力系数曲线和僚机单独巡航飞行时的升力系数曲线的交点或者通过计算公式的方式，得到编队飞行中僚机升力与自身重力平衡下的僚机真实飞行迎角；本发明，具有速度快、准确性高的优势；通过本发明可以给出真实编队飞行环境下僚机飞行迎角数据信息，可以为实际飞行器编队飞行试验提供重要的飞行迎角依据。
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公开(公告)号：CN115795696B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310047241.0
申请日：2023-01-31
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 , G06F18/213 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种容冰翼型设计过程中冰形的生成方法、装置、设备及介质，涉及航空航天数值优化技术领域，包括：对初始翼型进行参数化表示，得到若干数量个翼型样本参数及其对应的翼型样本数据集；翼型样本参数为非容冰翼型的参数；确定与翼型样本数据集对应的冰形数据集，并对冰形数据集进行降维得到第一冰形系数，确定出翼型样本参数与第一冰形系数的映射关系；确定出容冰翼型样本参数，并根据映射关系预测得到与容冰翼型样本参数对应的冰形。可见，本申请首先建立翼型与冰形之间的映射关系，所述翼型为不考虑容冰的翼型，然后基于所述映射关系实现由容冰翼型到对应冰形的快速预测，如此一来，达到缩短容冰翼型设计周期、提高设计效率的目的。
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公开(公告)号：CN109190232A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201810977464.6
申请日：2018-08-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，主要由生成计算网格以及动能计算网格面、数值求解流场、计算平尾区通过网格面的来流动能和计算平尾区动能损失量等步骤组成，其中采用的着陆构型飞机模型包括机身、增升装置、发动机短舱、平尾和垂尾等部件；目的在于对基于数值计算得到的含飞机模型的流场数据，通过后处理插值计算方法得到流过飞机平尾前缘上游一定位置动能计算网格面上的所有来流动能，在相同来流攻角等条件下计算不含飞机模型的自由来流流场中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，实现飞机平尾区动能损失计算评估。
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公开(公告)号：CN119005072B
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411481519.6
申请日：2024-10-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了前飞状态旋翼表面水滴收集计算方法、装置、设备及介质，涉及航空航天技术领域，包括：构建当前旋翼的计算网格，并基于预设的若干方位角根据计算网格确定当前旋翼对应的空气流场；根据所述空气流场确定所述当前旋翼对应的若干所述方位角的水滴流场；基于所述水滴流场确定各所述方位角的旋翼表面水滴信息，并根据预设加权规则对各所述方位角的所述旋翼表面水滴信息进行加权平均，以得到所述当前旋翼的旋翼表面水滴收集情况。通过将前飞周期运动分解为不同方位角的流场数据，进而针对每个流场进行水滴运动计算并加权平均，有助于克服前飞状态桨叶相对位置变化与水滴收集计算要求物体位置不变的矛盾，解决前飞旋翼结冰预测难的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118821664B
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411306019.9
申请日：2024-09-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于非一致来流双机气动干扰数值计算的双机姿态确定方法，涉及航空飞行器技术领域，其包括：以后机作为基准位置并设置后机的转轴，确定前机的相对位置及前机的转轴，单独改变后机姿态角，单独改变前机姿态角，以后机为基准，反向调整双机的姿态角，确认来流参数是否是CFD计算的输入参数。本发明可实现在CFD数值模拟中只有一个自由来流条件下，完成双机非一致来流的气动干扰数值模拟。
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公开(公告)号：CN119005072A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411481519.6
申请日：2024-10-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了前飞状态旋翼表面水滴收集计算方法、装置、设备及介质，涉及航空航天技术领域，包括：构建当前旋翼的计算网格，并基于预设的若干方位角根据计算网格确定当前旋翼对应的空气流场；根据所述空气流场确定所述当前旋翼对应的若干所述方位角的水滴流场；基于所述水滴流场确定各所述方位角的旋翼表面水滴信息，并根据预设加权规则对各所述方位角的所述旋翼表面水滴信息进行加权平均，以得到所述当前旋翼的旋翼表面水滴收集情况。通过将前飞周期运动分解为不同方位角的流场数据，进而针对每个流场进行水滴运动计算并加权平均，有助于克服前飞状态桨叶相对位置变化与水滴收集计算要求物体位置不变的矛盾，解决前飞旋翼结冰预测难的问题。
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公开(公告)号：CN117087865B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311362924.1
申请日：2023-10-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞翼气动飞行器及控制方法，该飞翼气动飞行器至少包括：喷气发动机、发动机进气口、发动机喷气口和矢量喷气口；喷气发动机位于飞翼气动飞行器的内部，用于为飞翼气动飞行器提供动力；进气口位于飞翼气动飞行器的背部，且发动机进气口关于机身中线对称；发动机喷气口和矢量喷气口分别位于飞翼气动飞行器的后缘位置，发动机喷气口和发动机进气口的连线与机身中线平行，通过增加矢量喷气口，以后调节矢量喷气口的偏转方向和角度，产生直接矢量力，精准进行姿态控制而不产生耦合(56)对比文件G.A.S Contreras- Torres.adaptivebackstepping control for the longitudinalflight of a blended wing body aircraft.《2022 19th international conference onelectrical engineering, computing seienceand automatic control(CCE)》.2022,1-6.
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公开(公告)号：CN117087865A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202311362924.1
申请日：2023-10-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞翼气动飞行器及控制方法，该飞翼气动飞行器至少包括：喷气发动机、发动机进气口、发动机喷气口和矢量喷气口；喷气发动机位于飞翼气动飞行器的内部，用于为飞翼气动飞行器提供动力；进气口位于飞翼气动飞行器的背部，且发动机进气口关于机身中线对称；发动机喷气口和矢量喷气口分别位于飞翼气动飞行器的后缘位置，发动机喷气口和发动机进气口的连线与机身中线平行，通过增加矢量喷气口，以后调节矢量喷气口的偏转方向和角度，产生直接矢量力，精准进行姿态控制而不产生耦合力矩，使得飞翼控制规律更加简洁，实现飞翼气动飞行器高效安全控制。
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公开(公告)号：CN116227244B
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202310513465.6
申请日：2023-05-09
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 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了考虑马赫数变化和最佳减阻效果的僚机相对位置设计方法，涉及航空飞行器技术领域，首先生成单独长机飞行器的计算网格；再采用CFD方法计算得到单独长机飞行器飞行时在巡航状态下的流场数据；然后采用流场后处理软件计算得到单独长机流场中上洗角；再基于上洗角的前提下考虑马赫数变化，依次确定长机与僚机之间的流向间距、垂向间距和横向间距；本发明考虑编队飞行马赫数的变化，给出的流向间距符合实际飞行安全需求；通过本发明得到的僚机相对于长机的合适位置充分利用长机产生的上洗气流，确保僚机获得最佳减阻效果；该设计方法具有成本低、速度快、准确性高、僚机相对位置满足较好减阻需求且考虑了马赫数变化的优势。
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