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公开(公告)号：CN117852450B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410265499.2
申请日：2024-03-08
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 , G16C20/10 , G16C10/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及计算流体力学领域，尤其涉及一种新型化学反应运动滑移边界条件的计算方法，通过调用动网格模型，构造飞行器表面运动边界条件，结合稀薄气体效应引起的壁面速度滑移和温度滑移，计算得到滑移速度边界条件；采用法向动量方程，结合壁面运动速度和加速度，获取壁面压力边界条件；获取壁面运动的附加温度，并耦合温度跳跃边界条件，得到运动滑移耦合边界条件，进一步计算得到滑移温度边界条件和壁面粘性系数。得到包括滑移速度、壁面压力、滑移温度、粘性系数的新型化学反应运动滑移边界条件，该滑移边界条件具有高鲁棒性，为飞行器在特殊环境下的气动分析提供技术支撑，满足航天工程中高马赫数高空动态飞行器时的分析要求。
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公开(公告)号：CN115809513A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202310080909.1
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种强迫转捩‑俯仰震荡数值模拟方法，涉及计算流体力学领域，构建飞行器模型，在预设俯仰角度状态下进行定常试验，获取定常转捩阵面；在震荡角度范围内对飞行器模型进行俯仰震荡；对定常转捩阵面进行线性插值，计算得到N个角度状态下任意位置转捩阵面。本发明通过定常试验确定飞行器模型的定常转捩阵面，结合俯仰震荡刚性网格插值，计算得到任意时刻位置的转捩阵面，从而快速得到不同俯仰状态的转捩阵面，满足航天工程中动稳定性分析要求。
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公开(公告)号：CN117782515A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202410217940.X
申请日：2024-02-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种激波风洞来流参数影响的气动热数据不确定度评估方法，包括如下步骤：依据流场监测装置获取流场监测数据，分析得到数据总体分布情况；采用蒙特卡洛方法，计算得到对应的风洞来流参数，从而获得风洞来流参数总体分布情况及不确定度；计算得到风洞试验模型壁面热流数据；采用非侵入式多项式混沌方法，分析得到壁面热流数据的不确定度及风洞来流参数的敏感性指标。本发明的有益效果：以确定性的气动热数值计算代替风洞试验气动热的测量值，避免引入热流传感器测量误差对热流不确定度的影响；根据风洞运行原理和气动热试验测量原理，分析风洞重复性运行对模型表面气动热影响因素，按照误差传递规律获取气动热数据不确定度。
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公开(公告)号：CN117408189A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311719536.4
申请日：2023-12-14
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 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种高超声速边界层的转捩预测方法、装置、设备及存储介质，所属的技术领域为转捩预测技术。所述高超声速边界层的转捩预测方法，包括：根据飞行器的模型外形绘制计算网格，并利用三维纳维‑斯托克斯方程在计算网格内进行流动计算，得到基本流场；在基本流场内选取目标站位，并在目标站位生成沿法向的比值变化剖面曲线；获取最大雷诺数比值关于马赫数、壁面温度和来流温度的代数关系式；根据代数关系式确定动量厚度雷诺数计算公式；利用动量厚度雷诺数计算公式确定飞行器所在的高超声速边界层的当前动量厚度雷诺数，根据当前动量厚度雷诺数预测飞行器的转捩位置。本申请能够提高对高超声速边界层的转捩预测精度。
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公开(公告)号：CN109969374B
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN201910278707.1
申请日：2019-04-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法，这种标模气动布局包括头部椭球头及锥身，头部椭球头与锥身光滑过渡；锥身的底面型线上，与背风面对应的一段为上半截型线，上半截型线为椭圆曲线与CST曲线的线性组合叠加，与飞行器底部对应的一段为下半截型线，下半截型线为椭圆曲线。本发明还提供了用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局的设计方法，这种设计方法能够用于得到上述标模气动布局。本发明提供的标模气动布局能够具备真实飞行器气动布局的典型特征，同时对整个外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验、数值计算对气动布局的简化需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119940235A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510435846.6
申请日：2025-04-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于气动热技术领域，公开了一种基于边界层厚度的高速飞行器舵轴热流预测方法，该方法依据风洞试验或数值计算获得高速飞行器空气舵舵轴表面测点或网格点热流数据，采用CFD数值计算方法获得飞行器边界层厚度数据，将舵轴热流数据按照对应工况的边界层厚度数值大小进行排序，采用多项式拟合方法，为每个测点或网格点建立边界层厚度数据与舵轴热流数据的拟合关系式，最后将该拟合关系式用于舵轴热流预测。基于已有的少量舵轴热流数据，采用多项式拟合方法建立边界层厚度到舵轴热流的拟合关系式，用于舵轴热流快速预测，方法简单可靠，由于舵轴缝隙热流与边界层厚度的高度相关性，该方法思路可广泛应用于各种情况下舵轴缝隙热流预测。
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公开(公告)号：CN112765736B
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN202110387351.2
申请日：2021-04-12
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 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种高超声速钝前缘绕流湍动能入口边界设置方法，包括如下步骤：S1，计算基础流场，获取定常基本流场变量；S2，利用数值模拟系统进行扰动波直接模拟，获取非定常流场变量ϕ；S3，分析流场得到扰动场ϕ'，并获取湍动能分布特征；S4，设置湍动能入口边界；S5，计算湍流/转捩等；本发明不需对湍流模型中湍动能方程进行修改，通过入口边界条件的设置即可避免湍动能方程在激波下游的计算偏差，基于直接数值模拟结果设置更加准确的湍动能入口边界条件，具有计算结果合理、可实现性高的优势，同时可靠性高，可推广至三维流动情况等。
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公开(公告)号：CN112765736A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110387351.2
申请日：2021-04-12
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 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种高超声速钝前缘绕流湍动能入口边界设置方法，包括如下步骤：S1，计算基础流场，获取定常基本流场变量；S2，利用数值模拟系统进行扰动波直接模拟，获取非定常流场变量ϕ；S3，分析流场得到扰动场ϕ'，并获取湍动能分布特征；S4，设置湍动能入口边界；S5，计算湍流/转捩等；本发明不需对湍流模型中湍动能方程进行修改，通过入口边界条件的设置即可避免湍动能方程在激波下游的计算偏差，基于直接数值模拟结果设置更加准确的湍动能入口边界条件，具有计算结果合理、可实现性高的优势，同时可靠性高，可推广至三维流动情况等。
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公开(公告)号：CN117782515B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410217940.X
申请日：2024-02-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种激波风洞来流参数影响的气动热数据不确定度评估方法，包括如下步骤：依据流场监测装置获取流场监测数据，分析得到数据总体分布情况；采用蒙特卡洛方法，计算得到对应的风洞来流参数，从而获得风洞来流参数总体分布情况及不确定度；计算得到风洞试验模型壁面热流数据；采用非侵入式多项式混沌方法，分析得到壁面热流数据的不确定度及风洞来流参数的敏感性指标。本发明的有益效果：以确定性的气动热数值计算代替风洞试验气动热的测量值，避免引入热流传感器测量误差对热流不确定度的影响；根据风洞运行原理和气动热试验测量原理，分析风洞重复性运行对模型表面气动热影响因素，按照误差传递规律获取气动热数据不确定度。
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公开(公告)号：CN117408189B
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311719536.4
申请日：2023-12-14
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 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种高超声速边界层的转捩预测方法、装置、设备及存储介质，所属的技术领域为转捩预测技术。所述高超声速边界层的转捩预测方法，包括：根据飞行器的模型外形绘制计算网格，并利用三维纳维‑斯托克斯方程在计算网格内进行流动计算，得到基本流场；在基本流场内选取目标站位，并在目标站位生成沿法向的比值变化剖面曲线；获取最大雷诺数比值关于马赫数、壁面温度和来流温度的代数关系式；根据代数关系式确定动量厚度雷诺数计算公式；利用动量厚度雷诺数计算公式确定飞行器所在的高超声速边界层的当前动量厚度雷诺数，根据当前动量厚度雷诺数预测飞行器的转捩位置。本申请能够提高对高超声速边界层的转捩预测精度。
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