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公开(公告)号：CN119470375A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411636945.2
申请日：2024-11-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于双光子激光诱导荧光的高焓流场粒子浓度测量系统和方法，该系统包括：激光器、高焓流场风洞模块、成像模块、图像处理模块、反射镜、三维振镜、三轴位移台和聚光镜；反射镜、三维振镜和聚光镜的中心同轴且位于同一光路平面上，三维振镜和聚光镜均固定安装在三轴位移台上；激光器产生激光束经反射镜照射到三维振镜，通过对三维振镜进行偏转和/或对三轴位移台进行移动，以使激光束的方向改变，然后改变方向的激光束经过聚光镜照射到流场待测区域的待测粒子产生荧光；成像模块采集经激光束照射产生的荧光得到荧光数据；图像处理模块通过对荧光数据进行处理，得到待测粒子的三维图像。本方案实现了无需片光源的高焓流场的三维扫描测量，不仅提高了测量精度，还降低了对激光器能量的要求。
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公开(公告)号：CN117933144B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410329845.9
申请日：2024-03-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于复杂流场数值模拟技术领域，公开了一种求解复杂拓扑结构网格流场的多重网格方法。包括建立多组分气体高焓非平衡流动控制方程，建立具有复杂拓扑结构的空间流场结构网格，建立空间结构网格剖分机制；采用多重网格方法降低计算量，进行稀网格合理性判定，建立插值方法。本发明的求解复杂拓扑结构网格流场的多重网格方法对具有翼、舵、缝隙等复杂几何外形的飞行器或者地面试验喷管试验段一体化等复杂几何外形计算域开展结构网格条件下的高焓流场模拟以及力或者热特性参数分析；针对具有复杂拓扑结构的空间结构网格建立合理的剖分插值机制，实现流场准确求解与应用；能够在有限计算资源条件下，提高流场计算效率并保证计算结果的可靠性。
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公开(公告)号：CN117933144A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410329845.9
申请日：2024-03-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于复杂流场数值模拟技术领域，公开了一种求解复杂拓扑结构网格流场的多重网格方法。包括建立多组分气体高焓非平衡流动控制方程，建立具有复杂拓扑结构的空间流场结构网格，建立空间结构网格剖分机制；采用多重网格方法降低计算量，进行稀网格合理性判定，建立插值方法。本发明的求解复杂拓扑结构网格流场的多重网格方法对具有翼、舵、缝隙等复杂几何外形的飞行器或者地面试验喷管试验段一体化等复杂几何外形计算域开展结构网格条件下的高焓流场模拟以及力或者热特性参数分析；针对具有复杂拓扑结构的空间结构网格建立合理的剖分插值机制，实现流场准确求解与应用；能够在有限计算资源条件下，提高流场计算效率并保证计算结果的可靠性。
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公开(公告)号：CN113742845B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202111047248.X
申请日：2021-09-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种采用高超声速流场温度修正转捩模型的方法，该修正方法包括：确定测试模型与流场输入条件，求解NS方程和待修正的γ‑Reθ转捩模型，得到预测的流场参数；计算参考温度和边界层外缘温度的比值，得到温度修正因子；对待修正的γ‑Reθ转捩模型中转捩临界动量厚度雷诺数进行修正，得到修正后的γ‑Reθ转捩模型；求解NS方程和修正后的γ‑Reθ转捩模型，得到修正后的流场参数；判断修正后的流场参数是否收敛；若收敛，则停止计算完成修正，否则返回进行迭代计算。本发明可解决原始γ‑Reθ转捩模型在用于高超声速边界层转捩预测时，转捩区长度预测精度偏低的问题。
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公开(公告)号：CN114036869A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111368974.1
申请日：2021-11-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑头部钝度效应的高超声速边界层转捩预测方法，在原始γ‑Reθ转捩模型中引入头部钝度雷诺数，结合风洞试验数据拟合形成的转捩动量厚度雷诺数修正函数关系式，实现对高超声速边界层的转捩预测。本发明提供一种考虑头部钝度效应的高超声速边界层转捩预测方法，通过在原始γ‑Reθ转捩模型用于实际高超声速飞行器的边界层转捩预测时，引入了头部钝度雷诺数，考虑了高超声速边界层“钝度反转”机理，并且所有计算操作均完全基于当地变量求解，适用于大规模并行求解技术和非结构网格技术。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113639953B
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202111189886.5
申请日：2021-10-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/02 , G01M9/06 , G06F30/18 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞气动热试验的点式热流传感器安装方法。该方法建立数值试验模型；计算典型区域位置点的热流值q0；设置点式热流传感器安装点；设置点式热流传感器安装点的安装高度误差序列；计算点式热流传感器安装点的气动热流值序列；计算点式热流传感器安装点的气动热流值序列与热流值q0的相对偏差序列；计算点式热流传感器的安装高度最大误差h0；检查实物试验模型的点式热流传感器的高度安装误差，判定安装是否合格，并进行整改，直至安装合格。该方法能够减小点式热流传感器的安装误差，提升风洞气动热试验的测量数据精度。
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公开(公告)号：CN113639953A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202111189886.5
申请日：2021-10-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/02 , G01M9/06 , G06F30/18 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞气动热试验的点式热流传感器安装方法。该方法建立数值试验模型；计算典型区域位置点的热流值q0；设置点式热流传感器安装点；设置点式热流传感器安装点的安装高度误差序列；计算点式热流传感器安装点的气动热流值序列；计算点式热流传感器安装点的气动热流值序列与热流值q0的相对偏差序列；计算点式热流传感器的安装高度最大误差h0；检查实物试验模型的点式热流传感器的高度安装误差，判定安装是否合格，并进行整改，直至安装合格。该方法能够减小点式热流传感器的安装误差，提升风洞气动热试验的测量数据精度。
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公开(公告)号：CN113032911A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110411523.5
申请日：2021-04-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种飞行器防热瓦缝隙结构及设计方法、防热瓦，该缝隙结构包括T型缝，T型缝交接处的迎风侧壁顶部设有导流槽，导流槽的槽底面呈曲面，深度沿流向缝的方向逐渐减小；飞行器防热瓦缝隙结构的边缘处均设有倒角。本发明采取的三维倒角构型可有效避免T型缝迎风侧的高气动加热，解决高超声速飞行器防热瓦缝隙局部高热流问题。
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公开(公告)号：CN113032911B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202110411523.5
申请日：2021-04-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种飞行器防热瓦缝隙结构部件及设计方法、防热瓦，该缝隙结构部件包括T型缝，T型缝交接处的迎风侧壁顶部设有导流槽，导流槽的槽底面呈曲面，深度沿流向缝的方向逐渐减小；飞行器防热瓦缝隙结构部件的边缘处均设有倒角。本发明采取的三维倒角构型可有效避免T型缝迎风侧的高气动加热，解决高超声速飞行器防热瓦缝隙局部高热流问题。
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公开(公告)号：CN112818464A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202110107914.8
申请日：2021-01-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及一种动态环境参量对飞行器气动热影响敏感性分析方法、计算机设备及计算机可读存储介质，该方法包括：采用气动热计算方法，对不同气体模型下、飞行器模型表面各区域的气动热环境进行计算；逐个对单一的环境参量进行正负拉偏，计算气动热数据；对两种或两种以上的环境参量进行耦合的正负拉偏，计算气动热数据；对风场进行正负拉偏，计算对应的气动热数据；获取针对飞行器模型的辅助性气动热风洞试验数据；分析单一环境参量对飞行器模型表面气动热影响；分析两种或两种以上环境参量耦合对飞行器模型表面气动热影响；总结单一环境参量、多种环境参量耦合对于飞行器模型表面各区域气动热影响的敏感性。本发明可为飞行器设计提供技术支持。
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