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公开(公告)号：CN112528420A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011558034.4
申请日：2020-12-25
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 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了提供一种用于喷流时序控制模拟的动态边界条件切换方法，该方法通过引入发动机喉道过渡流动参数，将动态边界条件切换的内迭代过程整体分成三个典型阶段，在单一物理时间步内实现动态边界条件切换过程喷管吼道流动参数平缓过渡，解决动态边界条件切换导致喷流时序控制模拟鲁棒性和计算效率难以平衡的问题。该方法可以实现任意时刻多个喷管喷流边界条件和固壁边界条件相互动态切换，该方法在单一时间步内实现了边界条件切换过程喷管吼道压强平缓过渡，减少了边界条件切换过程非定常数值模拟的真实时间步数，提高了数值模拟的效率，同时数值模拟的鲁棒性得到了保证。
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公开(公告)号：CN112016164A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010937812.4
申请日：2020-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设计方法，利用成熟轴对称助推飞行器作为飞行试验平台，将其轴对称头锥区域外形进行局部替换重新设计，而飞行试验平台的结构、控制、动力等硬件系统均与原飞行器保持一致；替换的局部头锥外形为沿纵向体轴轮换对称构型，从头部到尾部分为四段。第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型，其中第一段球头锥构型用于相关材料考核飞行试验，第三段为相关流动研究测量试验段，第二段、第四段为相应的过渡连接段。该航天模型飞行试验充分利用现有成熟技术，可极大地节约设计成本，缩短设计周期。
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公开(公告)号：CN107298162B
公开(公告)日：2019-11-01
申请号：CN201710533299.0
申请日：2017-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C1/00
Abstract: 本发明公开一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的每一个前缘分别由两条直线段和连接直线段的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控，所述过渡曲线将两条直线段连接并使得一阶导数和二阶导数连续。这种乘波体能够有效利用其后掠效应在上表面产生与双三角翼类似的稳定分离涡，同时双后掠前缘扩大了乘波体的平面面积，能够更大程度的提高乘波体的升力，还无需降低体积效率；第二个后掠角角度小，与双三角翼效果类似，更有利于改善乘波体的低速性能；过渡段保证了两个后掠部分的前缘在几何上一阶导数连续。
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公开(公告)号：CN107066741A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710252211.8
申请日：2017-04-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于数据挖掘的气动外形优化设计方法，包括如下步骤：步骤一、采用随机搜索类方法对几何外形进行优化设计，并对优化过程数据进行筛选；步骤二、利用基于POD的数据挖掘方法对筛选后的数据进行数据挖掘处理，得到一组几何外形的POD基；步骤三、利用数据挖掘得到的POD基对第一步的优化结果进行几何外形参数化。与现有技术相比，本发明的积极效果是：本发明采用基于POD的数据挖掘方法对外形优化设计的过程数据进行了数据挖掘，得到了设计知识；基于设计知识的二次优化在较高的效率下得到了更优的结果。
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公开(公告)号：CN119380844B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411958433.8
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G16C20/10 , G16C20/70 , G06F30/27 , G06N7/01 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/08
Abstract: 本发明涉及CFD不确定度量化技术领域，公开了一种流动模拟中化学反应速率的不确定性表征方法，基于试验数据及化学动力学模型的反应速率结果，对化学反应速率的不确定性进行表征。本发明解决了现有技术存在的难以准确表征化学反应速率的不确定性等问题。本发明能够更科学、合理的利用现有的试验数据和经典化学动力学模型结果信息，大大减少了化学反应速率不确定性表征过程中由表征模型带来的不确定性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118536369A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410988076.3
申请日：2024-07-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/25 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/06
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的多目标气动布局优化方法、装置、设备及介质，涉及飞行器气动布局优化设计领域，包括构建多目标气动布局优化模型；计算适应度值，对个体最优、外部档案、全局最优、初始粒子速度及位置更新；判断初始迭代次数是否小于数据再利用分析的迭代步数，若小于，迭代执行适应度值计算及更新流程，直至不小于，获取迭代中间过程数据，计算贡献值，进行离散分类得到设计空间，对粒子位置寻优范围更新；判断当前迭代次数是否小于最大迭代步数，若小于，利用更新后的粒子位置寻优范围迭代执行适应度值计算及更新流程，若不小于，输出目标外部档案，实现多目标气动布局优化，本申请能提高多目标气动布局优化效率，提升飞行器气动性能。
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公开(公告)号：CN118313174A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410741398.8
申请日：2024-06-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F18/24 , G06F18/23213 , G06F18/231
Abstract: 本发明公开了一种悬挂物与载机分离试验的分离参数设计方法，涉及悬挂物分离领域，包括：步骤S1：针对某型悬挂物分离的案例，梳理试验中悬挂物与载机分离的主要分离参数及取值范围；步骤S2：基于悬挂物与载机分离包线设计试验分离参数组合，再根据分离参数的物理意义，对试验的分离参数进行特征化；步骤S3：基于步骤S2特征化后的分离参数，对需要试验的分离参数组合采用聚类方法分成若干个子集，然后在每一子集中随机挑选若干个分离参数组合，使得总的分离参数组合数目满足试验资源消耗要求。本发明，对分离参数的特征化过程考虑了物理含义，避免了数值较大的物理量在计算“距离”时权重过大，参数特征化方法简单，适用性强。
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公开(公告)号：CN118171398A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410608532.7
申请日：2024-05-16
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供凹腔流场计算方法及装置，其中所述凹腔流场计算方法包括：接收包含凹腔的目标模型物，以及所述目标模型物的流场参数；生成所述目标模型物的表面网格，并基于所述凹腔的凹腔位置，在所述表面网格上选取待加密区域；基于预设的加密参数，对所述待加密区域进行加密，并基于加密结果生成空间网格；根据所述空间网格与所述流场参数，通过迭代算法计算得到流场信息与所述目标模型物的气动特性信息。通过在凹腔上方的剪切层区域局部加密，仅少量增加网格数量，实现对凹腔流动剪切层区域的精准模拟，有效控制了网格总体数量，避免了全局采用结构网格局部加密整体网格量大的问题。
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公开(公告)号：CN117874932B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410275982.9
申请日：2024-03-12
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 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于小微尺度脱落物的轨迹数值预测方法及系统，其中轨迹数值预测方法包括：将小微尺度脱落物边界网格单元的网格属性在插值边界条件和远场边界条件间动态调整，保持重叠区域单向插值使飞行器网格和小微尺度脱落物网格解耦求解，并计算出小微尺度脱落物随时间变化的轨迹和姿态。具体包括：飞行器初始流场计算、tn时刻边界网格单元计算、tn时刻边界网格单元流场信息获取、tn时刻小微尺度脱落物解耦流场计算、tn+1时刻边界网格单元计算、tn+1时刻边界网格单元流场信息获取以及迭代更新等步骤。本发明可解决小微尺度脱落物轨迹计算成本高的问题。
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公开(公告)号：CN118013893A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410412597.4
申请日：2024-04-08
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 , G06F119/14 , G06F119/12 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统，包括步骤：S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数；S2：计算变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度；S3：计算变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度；S4：基于上述步骤S3与S4的计算结果，建立变体抛离安全分离判定模型；S5：对所述变体抛离安全分离判定模型进行工程适用化处理；S6：构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的初始分离条件。本发明减少非定常CFD计算过程，提高变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定效率。解决了变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定计算成本高的问题。
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