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公开(公告)号：CN119026523A
公开(公告)日：2024-11-26
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：CN117408189B
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311719536.4
申请日：2023-12-14
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 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种高超声速边界层的转捩预测方法、装置、设备及存储介质，所属的技术领域为转捩预测技术。所述高超声速边界层的转捩预测方法，包括：根据飞行器的模型外形绘制计算网格，并利用三维纳维‑斯托克斯方程在计算网格内进行流动计算，得到基本流场；在基本流场内选取目标站位，并在目标站位生成沿法向的比值变化剖面曲线；获取最大雷诺数比值关于马赫数、壁面温度和来流温度的代数关系式；根据代数关系式确定动量厚度雷诺数计算公式；利用动量厚度雷诺数计算公式确定飞行器所在的高超声速边界层的当前动量厚度雷诺数，根据当前动量厚度雷诺数预测飞行器的转捩位置。本申请能够提高对高超声速边界层的转捩预测精度。
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公开(公告)号：CN116702571B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310982965.4
申请日：2023-08-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本申请公开了一种基于多重光滑度量因子的数值模拟方法及装置，通过获取待模拟的流场区域，并对待模拟的流场区域进行拆分，得到多个结构网格；根据结构网格，确定每一个结构网格对应的求解点位置和通量点位置；确定每一个求解点位置的节点的物理量数值；采用非线性加权高阶精度插值方法，根据节点的物理量数量，确定半节点的物理量数值；根据节点的物理量数值和半节点的物理量数值，确定节点处的数值通量；根据节点处的数值通量对待模拟的流场区域进行流场数值的模拟，通过本申请实施例，不需要借助多次加权组合；不需要借助逻辑判断实时调整理想权重的数值；能处理两个间断共存的情况，保持无振荡捕捉间断的特性。
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公开(公告)号：CN116611369A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310872199.6
申请日：2023-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F17/10 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了基于光滑度量量级与候选模板点数的插值方法及装置，通过获取待模拟的流场区域，并对待模拟的流场区域进行拆分，得到多个结构网格；确定目标插值模板，第一数量的候选模板对应的插值精度是第一阶光滑度量因子，全局第二数量的候选模板对应的插值精度是第二阶光滑度量因子；光滑度量因子用于衡量候选模板光滑程度；通过目标插值模板，采用非线性加权高阶精度格式对Navier‑Stokes方程进行求解，新的候选模板集和光滑度量因子计算新方法，实现了新的非线性加权机制，在流场光滑区域有两重机制共同作用来促使加权组合格式逼近线性格式，相比于原有方法分辨率更高而在光滑区耗散水平更低。
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公开(公告)号：CN115576342B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211576812.1
申请日：2022-12-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请公开了一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质，涉及飞行器高空轨道控制领域，包括：基于若干来流参数和喷流参数构建喷口位置的第一平衡态分布函数；基于第一平衡态分布函数及第三平衡态分布函数迭代模拟得到第一空间流场分布；基于第二平衡态分布函数及第一空间流场分布迭代模拟获得发动机开启时第一气动力和第一力矩；根据第一气动力、第一力矩和发动机关闭时第二气动力和第二力矩计算若干来流参数分别的喷流干扰力矩和气动力放大因子，将喷流干扰力矩和气动力放大因子存储至控制设备，以便控制设备根据基于喷流干扰力矩和气动力放大因子确定出的目标力矩和目标气动力使飞行器沿目标轨道运行。能够提高轨道控制发动机的控制精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112446067B
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202011208007.4
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/10
Abstract: 本发明提供了一种基于弹性变形的区域网格动态重构方法，包括以下步骤：步骤1、计算变形前内边界到外边界之间的距离；步骤2、计算变形前空间网格点到物面的距离；步骤3、计算空间网格点的分布情况；步骤4、物面网格点更新；步骤5、基于弹性形变完成区域空间网格点动态重构。本发明提出的重构方案只涉及代数运算，网格重构限定于具体区域，计算量小，网格更新效率高；基于弹性拉伸思想，网格点分布与初始网格成比例拉伸或缩短，确保了动态重构后的网格质量；模块化好，实现方便，可适用于机翼变形、控制舵偏转等航空航天领域的数值仿真需求。
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公开(公告)号：CN114580221A
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210492056.8
申请日：2022-05-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/18 , G06Q10/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种跨流域缝隙流量快速计算方法，涉及缝隙流量计算领域，包括：获得建立缝隙流量预测模型所需的缝隙宽度以及若干个计算状态组成的计算状态组合；基于缝隙宽度和稀薄参数生成物理空间网格；从所述计算状态组合中选取一个计算状态，基于所述物理空间网格进行计算获得通过缝隙的第一缝隙流量值；重复执行上述步骤直至所有计算状态均完成计算，获得所有计算状态对应的缝隙流量值计算结果；基于缝隙流量值计算结果构建缝隙流量预测模型；基于缝隙流量预测模型进行缝隙流量预测；本方法计算量小，且能够满足缝隙流量快速计算的需求。
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公开(公告)号：CN114444216B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210371469.0
申请日：2022-04-11
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 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统，涉及飞行器控制领域，包括：获得飞行器外形信息以及与飞行器相关的N个计算状态，获得飞行器的物理空间网格；基于来流条件构建第一流场，基于第一流场和物理空间网格对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算得到对应的气动力系数或气动力矩系数，基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；飞行器控制系统基于飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制，本发明降低了飞行器姿态控制中数值模拟的计算代价。
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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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