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公开(公告)号：CN114330080B
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210207936.6
申请日：2022-03-04
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 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器面对称跨流域流场的预测方法，涉及跨流域流场模拟领域，包括：基于飞行器对应的第一物理空间网格和来流条件进行流场求解得到流场的速度和温度信息；生成三维速度空间网格，基于外边界对三维速度空间网格的网格范围进行设置获得三维半球形区域，获得半球形加密区域和球形加密区域，基于网格间距分布信息、半球形加密区域和球形加密区域生成半球形的速度空间网格，将半球形的速度空间网格对称复制得到球形的速度空间网格；基于第一物理空间网格和球形的三维速度空间网格进行迭代求解得到飞行器的三维物理空间流场；本发明实现飞行器面对称跨流域流场的快速预测。
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公开(公告)号：CN114444214A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202210359128.1
申请日：2022-04-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，涉及飞行器控制领域，包括：生成飞行器的第一物理空间网格；基于第一流场和第一物理空间网格进行计算获得第一力矩系数；调整操纵面的舵偏角，生成飞行器的第二物理空间网格；基于第二流场和第二物理空间网格进行计算获得第二力矩系数；基于第一力矩系数、第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；重复执行上述步骤获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；改变所述初始参数的数值，重复上述步骤直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；飞行器控制系统基于舵面效率对飞行器的姿态进行实时控制；本发明能够降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。
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公开(公告)号：CN114254546A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202210129999.4
申请日：2022-02-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/25 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种稀薄气体粒子碰撞模拟计算方法，涉及稀薄气体动力学数值模拟领域，所述方法包括：计算网格单元中待测试的粒子碰撞对数目；遍历所有待测试的粒子碰撞对，选取候选粒子碰撞对，基于所述候选粒子碰撞对进行气体粒子碰撞模拟计算；本方法能够保障计算的准确性并降低时间复杂度。
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公开(公告)号：CN112949102B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110532960.2
申请日：2021-05-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G16C10/00 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种基于分段VHS模型的碰撞参数计算方法及系统及装置及介质，涉及稀薄气体动力学数值模拟领域，构建分段VHS模型，包括若干个子VHS模型；将气体分子的碰撞对相对速度划分为若干个碰撞对相对速度区间；每个碰撞对相对速度区间对应一个子VHS模型；建立碰撞对相对速度区间与子VHS模型的粘性‑温度指数之间的第一对应关系；获得第一气体分子的第一碰撞对相对速度及对应的第一碰撞对相对速度区间；基于第一对应关系，获得第一碰撞对相对速度区间对应的第一粘性‑温度指数；基于第一子VHS模型计算获得第一气体分子的碰撞参数，本发明能够快速且准确的计算获得气体分子的碰撞参数。
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公开(公告)号：CN110489709A
公开(公告)日：2019-11-22
申请号：CN201910705306.X
申请日：2019-08-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/11
Abstract: 本发明公开了一种基于可压缩流动的解析壁面函数的数值模拟方法，包括：根据可压缩流动特点建立Navier-Stockes方程，并进行简化，然后解析得到全湍流区速度方程、粘性底层速度方程、全湍流区温度方程和粘性底层温度方程，并进一步定义应力方程和热流方程；给定粘性底层温度Tv的初值，并根据Tv计算得到应力和热流；利用计算得到的应力和热流更新应力项和热流项；再通过计算湍动能生成项和湍动能耗散项的平均量更新湍动能方程中的生成项和耗散项的值；最后利用粘性底层温度方程重新计算Tv，在下个时间步循环中重复进行更新。本发明基于可压缩流动特点，特别适合于高超声速流动，可以更加准确的预测壁面热流。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119026523B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411497810.2
申请日：2024-10-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了适用于多量阶非线性加权方法的光滑因子量阶调节方法，涉及高阶格式非线性加权领域，包括：基于精度K选取非等距模板集；分别计算获得非等距模板集中的3个子模板的光滑因子；确定最长子模板上的光滑因子量阶调节器；根据光滑因子量阶调节器和光滑因子，计算得到修正后的最长子模板上光滑因子；确定最短子模板上的光滑因子量阶调节器；根据光滑因子量阶调节器和光滑因子，计算得到修正后的最短子模板上光滑因子；获得3个子模板最终的光滑因子；本发明能够确保非线性加权高阶格式精度，且修正光滑因子计算的非线性权与控制方程的量纲无关。
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公开(公告)号：CN118981891A
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202411072887.5
申请日：2024-08-06
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 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞行器跨流域气动特性高效预测方法，涉及气动特性预测领域，包括：步骤1：构建飞行器表面网格；确定飞行器物理空间网格的外边界范围；生成飞行器物理空间网格；步骤2：生成结构化速度空间网格，确定速度空间数值积分的权系数；步骤3：基于来流条件获得平衡态分布函数go；步骤4：基于飞行器物理空间网格、结构化速度空间网格和所述速度空间数值积分的权系数，以确定的平衡态分布函数go为行器物理空间网格中所有单元初始值，开始进行迭代求解，获得飞行器跨流域气动特性预测结果，本发明能够高效的获得飞行器跨流域气动特性。
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公开(公告)号：CN118665708B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202411157119.X
申请日：2024-08-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及高速空气动力学技术领域，具体公开了一种高速飞行器微波纹结构表面及其设计方法；包括多组设置在飞行器表面且沿气流方向依次连接的微波纹结构单元；多组所述微波纹结构单元结构相同，包括呈竖向设置的侧面、与侧面的底部连接的底面、与底面远离侧面一侧连接的曲面、以及与曲面远离底面一侧连接的上表面；所述侧面与飞行器表面或相邻的微波纹结构单元中的上表面远离曲面的一侧连接；所述侧面设置在靠近气流上游的一侧。以及公开了其设计方法；本发明利用微波纹结构形成的微尺度涡流，降低高速气流与飞行器表面之间的摩擦，实现高速飞行器关键位置的减阻降热，从而提高飞行器的航程和红外隐身特性。
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公开(公告)号：CN118780040A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410776394.3
申请日：2024-06-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F17/11 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种用于飞行试验气动热测量数据的不确定度评估方法，包括如下步骤：按照误差传递规律获取测量数据不确定度；获得大气密度和大气温度的参数不确定度，采用气动热数值计算方法和非侵入式多项式混沌方法相结合，对飞行环境导致的飞行器气动热不确定度进行评估；获得飞行试验温度传感器测量不确定度；通过热流辨识方法获得外壁面热流辨识结果，对热流辨识结果进行不确定度分析；根据获得的不确定度分量，得出合成标准不确定度，从而给出飞行试验气动热数据不确定度评估结果。本申请的有益效果：能够准确预测飞行试验任意时刻气动热环境及其不确定度，对于高速飞行器安全飞行并满足有效载荷/射程指标具有十分重要的意义。
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公开(公告)号：CN117852450B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410265499.2
申请日：2024-03-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G16C20/10 , G16C10/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及计算流体力学领域，尤其涉及一种新型化学反应运动滑移边界条件的计算方法，通过调用动网格模型，构造飞行器表面运动边界条件，结合稀薄气体效应引起的壁面速度滑移和温度滑移，计算得到滑移速度边界条件；采用法向动量方程，结合壁面运动速度和加速度，获取壁面压力边界条件；获取壁面运动的附加温度，并耦合温度跳跃边界条件，得到运动滑移耦合边界条件，进一步计算得到滑移温度边界条件和壁面粘性系数。得到包括滑移速度、壁面压力、滑移温度、粘性系数的新型化学反应运动滑移边界条件，该滑移边界条件具有高鲁棒性，为飞行器在特殊环境下的气动分析提供技术支撑，满足航天工程中高马赫数高空动态飞行器时的分析要求。
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