-
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。
-
公开(公告)号：CN111579126B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202010500916.9
申请日：2020-06-04
Applicant: 西南科技大学 , 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01K13/024 , G01N25/32
Abstract: 本发明提供一种高温热流传感器，包括：基于横向热电效应进行工作的敏感层，所述敏感层包括倾斜(AB)N多层膜，倾斜(AB)N多层膜由两种不同的材料A和材料B交替堆砌而成。所述倾斜(AB)N多层膜相对于水平方向存在一倾斜角α，0°＞α＞90°。本发明的热流传感器能工作于高温环境下，且制作工艺简单。本发明所选的材料在空气环境中工作上限温度都能到800℃。通过选取特定材料，热流传感器的工作温度甚至可以高达1500℃。
-
公开(公告)号：CN113390600B
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202110842223.2
申请日：2021-07-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置，包括安装在激波风洞中的模型，所述模型表面嵌设多孔材料，所述多孔材料与位于模型内部的集气腔连通；还包括用于为所述集气腔供气的气源。本发明的目的在于提供用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法，以填补现有技术中在通过风洞试验数据来修正烧蚀热解气体气动热效应数值计算模型方面的空白，实现获得测试数据，为修正数值计算模型提供充分依据的目的。
-
公开(公告)号：CN114313253B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202210201305.3
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，属于飞行器气动布局设计领域，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方；本发明具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能。
-
公开(公告)号：CN112989485B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202110065551.6
申请日：2021-01-18
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 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供的一种基于热壁修正的沿弹道热流插值方法中，利用热壁修正公式，实现前后锚点壁面温度的统一，获得前后锚点统一壁温下的壁面热流，之后利用Fay‑Riddell求得的驻点热流值将前后锚点壁面热流无量纲化，再利用反时间距离权重法插值获得全部结构传热计算时刻点上的统一壁温下的无量纲壁面热流，最后利用对应结构传热计算时刻点上的驻点热流值进行有量纲化和利用热壁修正公式将统一壁面温度修正回各自的非均匀壁温，完成锚点壁面热流向结构传热计算时刻点壁面热流的插值过程。本发明考虑了弹道以及壁面温度变化对于热流插值结果的影响，能够减小热流插值误差，提高热流插值计算精度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110567413B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN201910759566.5
申请日：2019-08-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种获取复合材料氧化膜层厚度的方法、装置及电子设备，该方法从烧蚀过程的基本原理出发，通过理论分析和公式推导，给出了该类材料在惰性氧化阶段的通用表达式，建立了不同组分之间热物性数据的关系，从而根据纯物质的测量结果，通过简单计算得到复合材料的热物性参数，进而获得复合材料的氧化膜层厚度，根据复合材料氧化膜层厚度对飞行器的热防护性能进行判断，可使问题得到大大简化，并且避开工艺和杂质的影响，获得准确的数据，并可极大地缩短设计周期，此外，本发明方法具有通用性，适用范围广，实用性强。
-
公开(公告)号：CN111931295A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010963871.9
申请日：2020-09-13
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 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F30/28
Abstract: 本发明公开了一种全弹道整体迭代的气动热/传热耦合计算方法。该方法迭代过程为重复热环境-传热的单向计算，操作简单易于实现；该方法按照一定规则在全弹道上进行锚点选取，锚点之间的热环境可并行计算，流场计算热环境和结构场计算的温度分布通过特定插值相互耦合求解，沿弹道整体迭代若干轮后计算精度可满足特定需求。相较于沿时间方向依次进行耦合计算的方法而言，全弹道整体迭代的气动热/传热耦合计算方法计算效率提升，提升倍数为锚点数/整体迭代轮数；由于沿全弹道整体迭代为误差减小过程，相较于误差增大过程的沿时间方向依次耦合计算，收敛误差至最小范围，计算精度提升。
-
公开(公告)号：CN107368661B
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN201710621122.6
申请日：2017-07-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法，从气动力、气动热、结构传热和结构应力/变形等物理场特征时间出发，在考虑现有计算资源和不降低耦合计算精度的前提下，有效减小了耦合分析方法的计算量，可用于高超声速飞行器实际结构的热气动弹性分析。本发明通过监控结构温度场的变化情况实现了耦合时间步长的动态调整，在有效保证耦合计算精度的情况下，大幅度提升耦合计算效率这一难题。该方法可有效实现高超声速飞行器整机结构或部件的热气动弹性特性分析；同时，对同样涉及飞行器流‑热‑固耦合计算问题也具备求解能力，譬如气动热与传热耦合问题、结构热安全性评估问题等。
-
公开(公告)号：CN105403323B
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201511016387.0
申请日：2015-12-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01K11/22
Abstract: 本发明公开了一种基于相位检测的结构内部温度场测量方法，利用发射波和被测目标反射的接收回波之间声波的相位差所包含的超声波传播时间信息，用于热传导的反问题时，可以直接利用测量获得的相位差代入热声学方程的变形形式，也可以利用时间‑相位关系换算超声传播时间后代入热声学方程的传统形式，在基于热传导反问题计算获得等效的热边界条件后，再根据热传导的正问题求解获得被测结构内部不同时刻的温度场分布状态。本发明在常规相位检测仪器和硬件电路的基础上即可实现高精度测量固体内部非均匀温度场的需求。
-
公开(公告)号：CN107444669A
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201710638514.3
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开了一种下反式高超声速飞行器气动布局设计方法，包括如下步骤：给定约束条件：长度L，宽度W，底部截面装填内径φ，头部半径Rh，头部球面切角θ，翼前缘半径Rw；步骤一、确定飞行器的上下表面轮廓线；步骤二、确定飞行器的左右宽度轮廓线；步骤三、确定下反截面曲线；步骤四、生成B点之前的椭圆截面；步骤五、生成B点到C点之间的组合截面，得到飞行器外形。本发明方法可以实现不同下反角和尺寸约束条件下外形的快速生成，并且该方法生成的外形可以完全参数化，下反式背风面既保证了升力面积足够大，同时又抑制了迎风面高压气流的向上溢出，减少了升力损失，能够提升气动效率，可以为新型高超声速飞行器设计提供一种新的可选布局方法和方案。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
86
records
(took 0.067 seconds)
