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公开(公告)号：CN118171396B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410592078.0
申请日：2024-05-14
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 , 李欢 , 张杰 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 陈江涛 , 赵炜 , 周桂宇 , 张培红 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 蒋安林 , 贾川 , 莫焘 , 赵辉 , 刘亮 , 吴龙 , 李龙飞
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于超声速内埋投放数值仿真的混合网格构造方法及系统，其中方法包括：预估初场特征：基于流场计算工具和定常计算方法预估飞行器内埋投放对应计算域的初场特征即初始流场特征，所述初场特征包括压力、密度和速度信息；生成结构化表面网格：基于结构网格生成飞行器表面网格；计算域分解：基于所述初场特征将计算域分解为若干区域，包括漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区；分区域生成差异化混合空间网格：针对所述漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区，分区域差异化生成飞行器空间网格。本发明减小了计算网格造成的数值误差，提高了超声速内埋投放数值仿真的计算精度。
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公开(公告)号：CN118171398B
公开(公告)日：2024-07-12
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：CN118313286A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410741382.7
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
Abstract: 本发明公开了一种悬挂物分离过程安全性评估方法、装置及介质，涉及飞行平台安全性评估领域，包括：首先针对某悬挂物从飞行平台分离的案例，梳理仿真或试验中悬挂物分离的主要参数，确定各个参数的取值范围；再确定数值仿真或风洞试验的分离参数，开展数值仿真或风洞试验，得到该分离参数对应的悬挂物分离过程轨迹和姿态；再基于获得的悬挂物分离过程轨迹和姿态，对悬挂物分离过程的安全性进行等级评定；最后建立悬挂物分离过程安全性评估模型，输入为分离参数构成的向量，输出为该分离参数条件下，悬挂物分离过程安全性等级；本发明对仿真或试验得到的悬挂物分离过程的姿态和轨迹进行安全性等级划分，使得分离安全性具有定性且定量的意义。
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公开(公告)号：CN118069963B
公开(公告)日：2024-07-02
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：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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Patent Agency Ranking
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：CN117764004B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410194984.5
申请日：2024-02-22
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 , G06F113/14
Abstract: 本发明涉及进排气计算技术领域，公开了一种超声速进气道计算的方法及系统，该方法包括以下步骤：S1，飞行器数模前处理：对飞行器数模进行前处理；S2，飞行器网格前处理：对飞行器网格进行前处理；S3，计算参数调整：将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。本发明解决了现有技术存在的高马赫数下进排气计算易陷入进气道不启动、计算不收敛且效率低等问题。
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公开(公告)号：CN115871913B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310173124.9
申请日：2023-02-28
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，公开了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，该气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。本发明解决了现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。
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公开(公告)号：CN114707241B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202210335434.1
申请日：2022-03-31
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 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器的阻力修正方法领域，尤其涉及一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，包括以下步骤，先基于理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量ΔCD；再通过CFD计算得到无防热瓦间隙时阻力系数CD0；再将ΔCD与CD0相加得到修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数CD；本方法在可以获得防热瓦间隙流动对飞行器全机阻力的影响，且相比于现有基于风洞试验和数值模拟手段的防热瓦间隙影响阻力修正方法，本方法需要的试验数据少，可以大大节省成本和缩短周期。
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