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公开(公告)号：CN119354471B
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411898072.2
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种风洞喷管及其收缩段、风洞喷管收缩段的制作方法，应用于风洞试验技术领域，包括筒型件，筒型件包括同轴设置的收缩段本体和抽吸段；筒型件上设有至少一个焊缝，焊缝由筒型件的轴向一端向另一端延伸；且抽吸段上与焊缝相交的母线，与焊缝之间设有夹角。本发明所提供的风洞喷管收缩段，通过将抽吸段上的焊缝相对于母线进行倾斜设置，使得抽吸段上的焊缝在单一母线上的面积降低，在保证筒型件的焊缝具有良好的安全性、可靠性和使用寿命的基础上，有效避免在抽吸段的局部形成抽吸“死区”，从而有效降低或消除焊缝对湍流边界层抽吸效率的影响，能够有效提升风洞喷管在收缩段的抽吸效率，增加风洞喷管的品质。
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公开(公告)号：CN119354471A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411898072.2
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种风洞喷管及其收缩段、风洞喷管收缩段的制作方法，应用于风洞试验技术领域，包括筒型件，筒型件包括同轴设置的收缩段本体和抽吸段；筒型件上设有至少一个焊缝，焊缝由筒型件的轴向一端向另一端延伸；且抽吸段上与焊缝相交的母线，与焊缝之间设有夹角。本发明所提供的风洞喷管收缩段，通过将抽吸段上的焊缝相对于母线进行倾斜设置，使得抽吸段上的焊缝在单一母线上的面积降低，在保证筒型件的焊缝具有良好的安全性、可靠性和使用寿命的基础上，有效避免在抽吸段的局部形成抽吸“死区”，从而有效降低或消除焊缝对湍流边界层抽吸效率的影响，能够有效提升风洞喷管在收缩段的抽吸效率，增加风洞喷管的品质。
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公开(公告)号：CN118520595B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410985498.5
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于稳态壁面压力的动导数预测方法，属于计算流体力学及飞行器飞行力学领域，所述动导数预测方法包括如下步骤：S1：生成计算网格步骤，基于飞行器机体表面形态生成网格计算域；S2：基于预设的飞行器飞行参数，求解定常流场；S3：后处理程序集成或数据导出步骤；S4：计算每个微面元的等价无量纲外法向速度投影；S5：计算压力系数动导数；S6：计算微面元相对参考点的动导数；S7：积分获得动导数。本发明方法可以通过较少的计算量获得可满足快速分析评估要求的动导数预测结果。
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公开(公告)号：CN117871014B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410275311.2
申请日：2024-03-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种抑制Görtler涡二次失稳的方法、装置及存储介质，其中，所述方法包括，将曲面实验模型放置在流体中，流体经过所述曲面实验模型后，在所述曲面实验模型上会形成Görtler涡，所述曲面实验模型上的Görtler涡出现二次失稳时，在模型前半部分局部吹气，能够实现抑制高超声速曲面边界层Görtler涡及其二次失稳模态的增长，进而达到推迟高超声速曲面边界层转捩的目的。
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公开(公告)号：CN118378569A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410819106.8
申请日：2024-06-24
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 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供转捩流场平均速度剖面建模及计算方法，包括：依据转捩流场的RANS方程组，获取长度函数的局部表达式；根据所述RANS方程组，确定长度函数局部标度律函数集合，并将所述长度函数局部标度律函数集合作为基因表达式编程的函数库；将满足标度律的长度函数代入局部近似的RANS方程，得到长度函数封闭的RANS方程；对所述长度函数封闭的RANS方程开展李群分析，确定所述长度函数的参数满足的表达式组；基于所述函数库进行基因编辑，并结合所述长度函数的参数满足的表达式组，确定所述转捩流场的平均速度剖面。实现对平均速度剖面接近DNS精度的刻画，在降低建模所需样本量的同时，提升全流场剖面的表达式建模精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117382898B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311676628.9
申请日：2023-12-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开了一种动力补能弹跳滑翔式升力体气动布局的构建方法，属于气动布局设计技术领域，包括以下步骤：步骤一：设计飞行器的头部区域轮廓线；步骤二：设计预定平面飞行器预设长度处轮廓线高度方向限高顶点；步骤三：设计飞行器预设长度处的底部截面；步骤四：根据步骤一、步骤三中得到的轮廓线和底部截面，连接得到该处截面曲面；并进行填充；步骤五：根据步骤一、步骤四所得曲面关于指定平面对称，得到飞行器的所有曲面；采用接合方式，将所有曲面合并为一个模型，完成飞行器设计；步骤六：在飞行器中设计发动机的轮廓线；本方案中的飞行器能够提供滑翔飞行器的高升阻比，同时可以提供较大的装填空间，有利于高速飞行下的防热设计。
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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：CN116757126B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311048061.0
申请日：2023-08-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种基于气体动理论确定稀薄气体流动稳定性的方法，本发明基于Boltzmann‑BGK模型作为初始方程，发展了适用于全流域（从连续流域到自由分子流域）的稳定性分析理论和方法；能够一次性求解稀薄气体流动所涉及的所有模态；还可以确定稀薄气体流动失稳的临界努森数。此外，本说明书中的方法通过引入约化分布函数消除分布函数对笛卡尔坐标系下的竖直方向的分子速度的依赖关系，可以减少计算机存储，提高计算效率。(56)对比文件魏淑惠 等.二维Woods-Burnett方程的稳定性分析.空气动力学学报.2012,第30卷(第01期),第90-94页.彭傲平 等.基于多块对接网格的隐式气体运动论统一算法应用研究.力学学报.2016,第48卷(第01期),第95-101页.
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公开(公告)号：CN116776044A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202311057119.8
申请日：2023-08-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/10 , G06F17/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本申请公开了一种湍流壁面函数模型计算方法，所述方法可以选取相似性参数Rc；接着，根据选取的相似性参数及平板直接数值模拟数据，标定Rc‑y+；然后，根据y+确定湍流壁面函数中第一层网格的湍流涡粘性系数μt。本申请湍流壁面函数模型计算方法避免了函数表达式的分段；同时在求解壁面量时不需要额外的数值方法进行迭代求解，可以显式得到相关壁面参数；此外绕开了壁面摩擦速度的求解，适用性更广，具有简单鲁棒且高效的特征。
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公开(公告)号：CN116534246A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310817344.0
申请日：2023-07-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种流向涡调制装置，应用于表面具有高超声速流体边界层的壁面，流向涡调制装置包括：设置在壁面上且凸出于壁面的三维粗糙元，用于延迟高超声速流体边界层的流向涡转捩；设置在壁面上且位于三维粗糙元背离来流方向一侧的控温组件，用于对壁面进行加热或降温。本申请中将壁面上设置凸出于壁面表面的三维粗糙元，并将壁面上三维粗糙元背离来流方向的一侧设置控温组件，可以在一定程度上使得被三维粗糙元进行调制后的流向涡结构内膜态更为稳定，由此更好得保证三维粗糙元实现流向涡转捩延迟有效性，有助于该流向涡调制装置应用于飞行器时，提升飞行器飞行的稳定性，提升飞行器的有效载荷。
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