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公开(公告)号：CN118514858B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410987318.7
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
Abstract: 本发明公开了一种飞行器复合式操纵舵射流环量控制方法、系统及存储介质。通过在传统机械式操纵舵后缘装配科恩达型面，形成复合式操纵舵，在设计点状态下，开展科恩达型面优化设计，以及对发动机供气管路进行设计，通过控制供气管路的阀门以调节射流压比，实现飞行姿态的控制。本发明提出的复合式操纵舵射流环量控制方法，能够解决传统的机械式操纵舵存在的弊端，以及射流环量控制技术在高亚声速巡航状态下控制效果不佳的问题，能有效提升高亚声速状态下的环量控制效果，俯仰控制能力覆盖了传统机械式操纵舵，进而大大提高飞行器在巡航状态下的机动性，以及机动时的隐身性。
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公开(公告)号：CN116227244A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310513465.6
申请日：2023-05-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了考虑马赫数变化和最佳减阻效果的僚机相对位置设计方法，涉及航空飞行器技术领域，首先生成单独长机飞行器的计算网格；再采用CFD方法计算得到单独长机飞行器飞行时在巡航状态下的流场数据；然后采用流场后处理软件计算得到单独长机流场中上洗角；再基于上洗角的前提下考虑马赫数变化，依次确定长机与僚机之间的流向间距、垂向间距和横向间距；本发明考虑编队飞行马赫数的变化，给出的流向间距符合实际飞行安全需求；通过本发明得到的僚机相对于长机的合适位置充分利用长机产生的上洗气流，确保僚机获得最佳减阻效果；该设计方法具有成本低、速度快、准确性高、僚机相对位置满足较好减阻需求且考虑了马赫数变化的优势。
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公开(公告)号：CN115571323A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211567963.0
申请日：2022-12-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种亚声速扁平融合体布局飞行器，涉及航空飞行器设计技术领域，内翼体的尾部轮廓边缘和两个外翼体轮廓边缘采用边缘平行法则设计布局，具有隐身特性；内翼体的头部边缘形成内翼体后略角，外翼体的前部边缘形成外翼段后掠角，采用双后掠布局适应较高速度飞行和低速飞行；内翼体采用后缘对称翼型或轻微后卸载翼型，外翼体采用前缘加载和后缘略大后卸载相组合的翼型，实现巡航设计点的力矩自配平；内翼体设置背负式进排气系统，保证隐身特性；进排气系统的进气道和尾喷管均采用S弯内流型面设计；尾喷管出口进行保形设计，可实现多种进排气系统的融合。采用多种特征相互组合的方式进行设计，兼顾隐身特性与气动特性，具有更好的综合特性。
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公开(公告)号：CN108197368A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201711445317.6
申请日：2017-12-27
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: 本发明公开了一种适用于飞行器复杂气动外形的几何约束及权函数简捷计算方法，采用全新的复杂气动外形优化设计几何约束的评估方法和基于灵敏度多点优化权函数选择的方法，准确方便地计算出任意复杂外形的厚度、容积等几何约束，兼容离散表面多块对接网格、离散表面非结构网格等；权函数选择能够充分利用已有权函数数据的有效信息，具有权系数选择指导性，从而充分挖掘基于灵敏度优化技术的设计潜力。
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公开(公告)号：CN107140230A
公开(公告)日：2017-09-08
申请号：CN201710366874.2
申请日：2017-05-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
CPC classification number: B64F5/00 , G06F17/5009 , G06F17/5095
Abstract: 本发明公开了一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，包括如下步骤：根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定机身上下轮廓控制线，所述轮廓线为直线段拼接，计算气流偏转角，计算二维切楔流场压力，计算FCT圆弧曲线半径，根据FCT圆弧曲线半径确定圆弧曲线，然后利用二维切楔流场生成下表面乘波面；采用二次曲线生成背风面截面形状；根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，对下表面乘波面进行缩比设计，得到整个机身形状；对头部和乘波尖前缘进行半径为15mm的钝化倒圆设计；对控制舵面进行匹配设计。本发明的飞行器既具备优异的气动性能，又具备较好的实用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118673598A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410804558.9
申请日：2024-06-21
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 , G06F17/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了用于飞行器俯仰方向旋转动导数计算的输入参数确定方法，涉及航空航天飞行器技术领域；本发明，通过计算确定不同旋转中心坐标和来流条件等输入参数，可以帮助基于旋转坐标系的准定计算方法实现在同一套计算网格下不同攻角和侧滑角组合状态的飞行器俯仰方向旋转动导数快速计算；并提高了飞行器俯仰方向旋转动导数整个计算流程的工作效率，并减少了错误的输入参数发生。
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公开(公告)号：CN117521234B
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202310079635.4
申请日：2023-02-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞翼布局内外流一体化的参数化建模方法、设备及介质，属于飞行器优化设计领域，包括步骤：多域FFD控制框制作；物面点与FFD控制框的从属关系及映射关系计算；FFD控制框的增广方法；控制框重叠区域的使用策略；控制点选取原则；内外流参数化变形实现。本发明能够实现飞翼布局背负式进排气系统的内外流参数化变形，增加了背负式进气飞行器设计的灵活性，提升了工程化应用潜力。
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公开(公告)号：CN117252130A
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202311537297.0
申请日：2023-11-17
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 , G06F18/2135 , G06F18/25 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于多可信度数据融合的飞行器近场压力分布预测方法、系统及相关设备，采用参数化方法描述飞行器气动外形，建立飞行器外形参数化设计空间，通过普氏分析方法将高/低可信度数据映射到相同的低维坐标系下，采用多可信度代理模型建立两组隐空间变量的融合模型，利用大量低成本的低精度数据提供模型趋势，并利用少量高精度数据进行模型修正，获得低可信度数据辅助、高可信度修正的多可信度数据模型，模型预测替代了耗时的CFD模拟，实现了压力分布的高精度高效率预测，达到模型输入设计变量到高可信度分布数据快速预测的目的。
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公开(公告)号：CN114987735B
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202210941703.9
申请日：2022-08-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法和状态构型，通过确定在低速状态下的初始翼型构件；其中，初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，初始翼型构件的下表面为平直板状态，初始翼型构件的上表面为预设弯度值；根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼。通过本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法确定的机翼，实现超声速飞行状态下低声爆低阻力特性，同时有效兼顾低速飞行状态的气动特性，在宽速域范围内提高飞行器综合特性。
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公开(公告)号：CN109190232B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN201810977464.6
申请日：2018-08-27
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 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，主要由生成计算网格以及动能计算网格面、数值求解流场、计算平尾区通过网格面的来流动能和计算平尾区动能损失量等步骤组成，其中采用的着陆构型飞机模型包括机身、增升装置、发动机短舱、平尾和垂尾等部件；目的在于对基于数值计算得到的含飞机模型的流场数据，通过后处理插值计算方法得到流过飞机平尾前缘上游一定位置动能计算网格面上的所有来流动能，在相同来流攻角等条件下计算不含飞机模型的自由来流流场中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，实现飞机平尾区动能损失计算评估。
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