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公开(公告)号：CN118013893B
公开(公告)日：2024-06-18
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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公开(公告)号：CN118069963A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410463607.7
申请日：2024-04-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及物体轨迹数值预测技术领域，公开了一种飞行器并联级间分离数值预测方法、设备及存储介质，包括步骤：S1：获取两级飞行器受到的气动力与气动力矩；S2：分别计算上面级飞行器约束装置点和下面级飞行器约束装置点的加速度；S3：根据S2的计算结果，对约束方程进行降维；S4：将约束方程与刚体运动方程进行耦合，计算在第一时间步下，约束装置产生的约束力和约束力矩；S5：获取两级飞行器在第二时间步的姿态和位移信息；S6：根据上述步骤S5得到的姿态和位移信息，判断约束装置的数量变化是否符合预设条件，并进行多次计算得到两级飞行器并联级间分离两级随时间变化的轨迹和姿态。本发明对约束方程进行合理降维，提高耦合方程求解效率。
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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113609600B
公开(公告)日：2021-12-14
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：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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