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公开(公告)号：CN113609600A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202111180934.4
申请日：2021-10-11
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飞行器多体分离相容性度量与表征方法，可以同时考虑飞行器多体分离过程中的多个因素的影响，分离相容性评估的度量与表征方法依靠代理模型来实现，基于数值仿真获得的有限数量的飞行器多体分离过程运动轨迹数据，提出了从采样设计、样本构建、模型建立、敏感性研究、反问题求解验证全流程的分析方法，实现了航空航天领域多体分离问题分析中多变量影响趋势的快速度量，同时可根据分离后飞行器姿态要求反推获得最佳可行的分离条件，利用本发明提出的多体分离相容性度量与表征方法开展多体分离问题安全性研究，可以有效解决多个因素对多体分离影响研究的计算量大、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN112699498A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202110305132.5
申请日：2021-03-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及计算流体力学领域，公开了一种基于归一化物理量间断特征的喷流模拟激波快速判别方法，该方法采用物理量周围单元的平均物理量对网格单元物理量进行归一化缩放，消除了喷流周围物理量和流场物理量量级差异带来的梯度计算误差，通过间断因子和激波判别指标的引入，建立了物理量间断分布特征的量化表征，实现了含有喷流流场的激波判别。本发明提出的方法避免了传统方法梯度求解，仅依赖局部相邻区域的流场变量；该方法降低了激波判别算法的计算和存储开销，同时防止了喷流出口处大梯度区域的激波误判，为喷流入射高速流动复杂流场提供了一种新的快速激波判别方法。
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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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN119337634B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411864221.3
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于飞行器横向喷流气动控制技术领域，公开了一种旋成体飞行器横向欠膨胀喷流高温效应姿态角有效范围的评估方法。该方法包括：定义飞行器机体坐标系及周向角，并定义飞行器速度矢量与坐标平面之间的夹角；计算热喷流的直接力/力矩分量。其中喷流的数量与其方位角被标定，并假定喷流方向垂直于x轴；对冷、热喷流状态下的气动力/力矩系数进行拟合；计算冷、热喷流状态下气动力/力矩系数拟合函数之差与喷流直接力/力矩系数拟合函数的比值；最终评估横向欠膨胀喷流高温效应下的姿态角有效范围。通过对喷流效应的精确建模和计算，能够有效评估不同飞行条件下的喷流影响，避免出现欠膨胀热喷流的高温效应失效的问题。
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公开(公告)号：CN119026525B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411507642.0
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
IPC: G06F30/28 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空航天计算流体力学技术领域，公开了一种基于代数形式的高效宽速域格式构造方法，包括：针对需计算的航空航天飞行器构型，生成仿真离散网格；将通过离散网格单元的控制方程通量分解为对流通量及粘性通量；将对流通量采用HLLE++格式进行离散，并转换为左右单元通量均值与耗散项的组合；将耗散项分解为多组向量的组合，并将每组向量分解为HLLE++格式特征根项、密度项、速度项的乘积组合；将对流通量整合为代数运算；迭代求解控制方程，获取每个离散网格单元的流场信息。本发明可解决现有HLLE++构造计算效率低、扩展性差的问题，在宽速域多体分离、机弹分离、变体飞行器数值模拟中具有较大的应用前景。
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公开(公告)号：CN119337634A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411864221.3
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于飞行器横向喷流气动控制技术领域，公开了一种旋成体飞行器横向欠膨胀喷流高温效应姿态角有效范围的评估方法。该方法包括：定义飞行器机体坐标系及周向角，并定义飞行器速度矢量与坐标平面之间的夹角；计算热喷流的直接力/力矩分量。其中喷流的数量与其方位角被标定，并假定喷流方向垂直于x轴；对冷、热喷流状态下的气动力/力矩系数进行拟合；计算冷、热喷流状态下气动力/力矩系数拟合函数之差与喷流直接力/力矩系数拟合函数的比值；最终评估横向欠膨胀喷流高温效应下的姿态角有效范围。通过对喷流效应的精确建模和计算，能够有效评估不同飞行条件下的喷流影响，避免出现欠膨胀热喷流的高温效应失效的问题。
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公开(公告)号：CN119026525A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411507642.0
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
IPC: G06F30/28 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空航天计算流体力学技术领域，公开了一种基于代数形式的高效宽速域格式构造方法，包括：针对需计算的航空航天飞行器构型，生成仿真离散网格；将通过离散网格单元的控制方程通量分解为对流通量及粘性通量；将对流通量采用HLLE++格式进行离散，并转换为左右单元通量均值与耗散项的组合；将耗散项分解为多组向量的组合，并将每组向量分解为HLLE++格式特征根项、密度项、速度项的乘积组合；将对流通量整合为代数运算；迭代求解控制方程，获取每个离散网格单元的流场信息。本发明可解决现有HLLE++构造计算效率低、扩展性差的问题，在宽速域多体分离、机弹分离、变体飞行器数值模拟中具有较大的应用前景。
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