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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。
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公开(公告)号：CN119026385A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411507619.1
申请日：2024-10-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空航天飞行器多体分离技术领域，公开了一种基于投放通道的内装后向多体分离仿真方法，包括：网格生成：构建飞行器内装后向多体分离的基本抛物投放通道，根据所述基本抛物投放通道构建考虑不确定性的抛物投放通道，并生成多尺度渐变混合重叠网格；强剪切、强时变流动仿真：根据所述多尺度渐变混合重叠网格，基于自适应低速预处理方法对飞行器内装分离尾流区域中强剪切的流动特征进行仿真处理，并基于强时变流场预算方法和变时间步长方法对飞行器内装分离尾流区域中强时变的流动特征进行仿真处理。本发明可有效提高飞行器内装后向多体分离的预测精度，解决内装后向投放分离数值仿真精度较低的问题。
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公开(公告)号：CN118484028A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410948995.8
申请日：2024-07-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空飞行器多体分离技术领域，公开了一种基于预置舵偏的机弹分离相容性控制方法，包括：将投放物的舵偏角度即舵面偏转角度转至最大抬头角度；预测投放物在飞机干扰流动下的俯仰力矩；判断投放物的俯仰力矩是否为抬头力矩；均匀增加低头舵偏角度；预测投放物分离轨迹；判断投放物的分离轨迹是否满足控制要求；设置相容性预置舵偏角度区间；投放物分离前，将舵偏角度预先偏转至相容性预置舵偏角度区间内。本发明在机弹分离前预先将投放物的舵偏角度偏转至相容性预置舵偏角度区间，一方面使投放物在分离过程中呈现低头姿态，保证飞机的分离安全性，另一方面使投放物满足姿态控制要求，保证投放物的姿态可控，最终实现机弹分离的相容性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118171396B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410592078.0
申请日：2024-05-14
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 , 张杰 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 陈江涛 , 赵炜 , 周桂宇 , 张培红 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 蒋安林 , 贾川 , 莫焘 , 赵辉 , 刘亮 , 吴龙 , 李龙飞
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于超声速内埋投放数值仿真的混合网格构造方法及系统，其中方法包括：预估初场特征：基于流场计算工具和定常计算方法预估飞行器内埋投放对应计算域的初场特征即初始流场特征，所述初场特征包括压力、密度和速度信息；生成结构化表面网格：基于结构网格生成飞行器表面网格；计算域分解：基于所述初场特征将计算域分解为若干区域，包括漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区；分区域生成差异化混合空间网格：针对所述漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区，分区域差异化生成飞行器空间网格。本发明减小了计算网格造成的数值误差，提高了超声速内埋投放数值仿真的计算精度。
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公开(公告)号：CN118052171A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410455399.6
申请日：2024-04-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Inventor： 崔鹏程 , 张耀冰 , 李欢 , 贾洪印 , 吴晓军 , 龚小权 , 唐静 , 张培红 , 周桂宇 , 陈江涛 , 赵炜 , 刘深深 , 余婧 , 陈兵 , 蒋安林 , 张杰 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 贾川 , 罗磊 , 莫焘
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于伴随方程的自适应CFL数调整方法、设备及存储介质，包括：计算流场方程，计算伴随方程初场，获取飞行器伴随方程的残差收敛信息；根据残差收敛信息，计算伴随方程的区间极值，并判断伴随方程的残差收敛趋势；设置CFL数调整策略，基于伴随方程的残差收敛趋势判断结果对CFL数进行调整；CFL数调整策略包括：当残差收敛趋势呈下降趋势时，增大CFL数；当残差收敛趋势呈上升趋势时，减小CFL数；将调整后CFL数再次代入伴随方程进行计算，循环执行直至达到设置的计算步数，获取飞行器网格每个单元的伴随变量信息。本发明根据伴随残差的收敛情况实时自适应调整CFL数，在计算过程中尽可能地保持合理的CFL数，提高伴随方程求解的稳定性和计算效率。
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公开(公告)号：CN114707241B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202210335434.1
申请日：2022-03-31
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 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器的阻力修正方法领域，尤其涉及一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，包括以下步骤，先基于理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量ΔCD；再通过CFD计算得到无防热瓦间隙时阻力系数CD0；再将ΔCD与CD0相加得到修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数CD；本方法在可以获得防热瓦间隙流动对飞行器全机阻力的影响，且相比于现有基于风洞试验和数值模拟手段的防热瓦间隙影响阻力修正方法，本方法需要的试验数据少，可以大大节省成本和缩短周期。
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公开(公告)号：CN113591417B
公开(公告)日：2023-02-24
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。
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公开(公告)号：CN114036651B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202210025718.0
申请日：2022-01-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器气动布局设计技术领域，提供了一种低阻的次口径旋成体弹身及设计方法，弹身包括次口径弹体和整流段；次口径弹体和整流段之间设置有过渡段；过渡段的第一端直径等于次口径弹体的直径R1，过渡段的第二端直径等于整流段的第一端直径R2，并且R1>R2；整流段的第二端的端面形状为梅花状；梅花状端面的外圆直径等于整流段的第一端直径R2，梅花状端面的内圆直径为R3，R3=D/2+A，R3
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