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公开(公告)号：CN114398726A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210275354.1
申请日：2022-03-21
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: 本发明公开了一种基于辅助网格的内流道截面流场提取方法、设备及介质，属于计算流体力学领域，包括步骤：S1，根据内流道几何信息，绘制指定截面上的辅助网格；S2，建立从辅助网格顶点到计算网格单元的映射关系；S3，将计算网格顶点的流场插值到辅助网格顶点；S4，输出截面辅助网格上的流场值。本发明通过辅助网格直接定义内流道截面，适用于任意几何形状的内流道。同时，避免了传统方法复杂费时的相交求解和面网格构造过程，采用局部流场插值方法，实现了内流道任意截面流场高效提取。
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公开(公告)号：CN114282462A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202210200795.5
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
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种耦合流动及网格分布的重构限制器进行激波捕捉的方法，属于激波捕捉技术领域，包括：S1，计算所有网格单元密度分布多项式，并探测出问题单元；S2，定义重构模板构造方式；S3，获得每个重构模板的密度分布多项式；S4，计算光滑因子、重构模板的密度分布多项式的梯度以及体心矢量；S5，计算加权权重系数，并且依据加权权重系数和光滑因子计算每个重构模板多项式的权重因子；S6，计算问题单元内密度变量的分布多项式。本发明能够给出关键气动参数可信计算结果，满足飞行器精细化设计需求，适用于包含强间断的流场以及在网格规模受计算机条件限制时的场景，给出旋涡、分离等复杂流动的高分辨率精细结构。
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公开(公告)号：CN113656920A
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202111223072.9
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于导弹设计技术领域，提供了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，本发明基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。
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公开(公告)号：CN113591417A
公开(公告)日：2021-11-02
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：CN112665820B
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110275460.5
申请日：2021-03-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种基于变量差及相对位移的r型网格自适应移动方法及设备，以归一化网格点的变量差以及网格点相对位移量这两类参数作为计算网格点移动的权函数，通过加入网格点相对位移量这一权函数，实现网格点的跟随移动。归一化消除所述两类参数的量值及量纲对网格点移动量影响，以所述两类参数形成新的组合权值，以此确定激波附近网格点的位移，并将激波附近网格点的位移信息向网格点的相邻网格点传递，实现激波附近的几排网格点都同步向激波位置移动。本发明通过归一化物理量以及网格点位置移动量，消除两类参数量值及量纲对网格点移动量影响，可有效实现激波处网格点向激波位置靠近，同时能够保证激波附近的几排网格点都同步向激波位置移动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109747860B
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN201910174115.5
申请日：2019-03-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局形式及设计方法，栅格舵翼混合布局方案由两片变弦长水平弧形栅格翼和四片平直栅格舵组成，两片水平弧形栅格翼起到飞行增稳的作用，四片字布局栅格舵用于飞行过程中姿态的控制，在发射起始阶段，折叠状态装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制；进一步的提出了一种以初始箱式发射为几何约束的栅格舵翼设计方法及流程，可提升栅格舵翼混合布局的设计效率；本发明提出的栅格舵翼混合布局形式可提供较大的纵向控制力矩，且在较宽马赫数范围内均有较高的气动效率，有利于飞行控制系统设计，特别适用于高升阻比滑翔类飞行器助推级的控制舵面使用。
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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：CN111551343A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010465081.8
申请日：2020-05-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以下步骤：按照第一缩比比例将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；按照第二缩比比例将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动力风洞试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据；本发明将全局大比例缩比和栅格舵局部等效的风洞试验方法相结合，栅格舵等效过程中考虑了等效过程栅格舵外边框对升力、阻力的贡献，将栅格舵与箭体的二次气动干扰量适当放宽，相关数值仿真和风洞试验结果表明，此种局部等效模拟的方法可以在低速、亚声速、超声速和高超声速时满足工程应用的要求。
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公开(公告)号：CN119934908A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510442843.5
申请日：2025-04-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种舵尖及舵轴防热减阻挡块及其设计方法。装置包括弹体、尾舵、舵轴和防热减阻挡块，尾舵分布在弹体靠近尾端的侧面，舵轴为尾舵的中心轴，防热减阻挡块设置于尾舵前端；防热减阻挡块位于四片尾舵之前，在四个象限呈对称分布，前端与弹体相交成一条弧线，后端面与弹体表面垂直，其宽度大于舵轴直径，高度大于舵轴外露高度，并且安装位置应与舵前缘保持一定距离。通过在尾舵前端增加防热减阻挡块，能够减少舵尖和舵轴受到的热流冲击，改善舵尖和舵轴附近的气动热环境，从而改善飞行器舵尖和舵轴的防热难题。
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公开(公告)号：CN119849378A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202510323076.6
申请日：2025-03-19
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 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了旋成体飞行器气动数据快速生成方法、装置、设备及存储介质，涉及飞行器气动特性计算技术领域，包括：基于目标用户需求从预设气动数据库中的挑选一款构造为具有旋成体以及X型尾舵的基准构型飞行器，并确定基准构型飞行器在待评估飞行状态下的第一气动数据；基于第一气动数据确定基准构型飞行器在目标舵偏状态和无舵偏状态之间对应的气动数据差量，并将基准构型飞行器中的旋成体变更为待检测旋成体以得到目标待检测飞行器；模拟目标待检测飞行器在待评估飞行状态和无舵偏状态的第二气动数据并根据气动数据差量和第二气动数据确定在待评估飞行状态和目标舵偏状态的目标气动数据。这样一来，可以提高旋成体飞行器气动特性预测效率。
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