-
公开(公告)号：CN118821625A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411302876.1
申请日：2024-09-19
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: G06F30/27 , G06F30/15 , G06F18/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于气动热与热防护领域，公开了一种采用尺度效应修正湍流无量纲热流的方法。本发明的采用尺度效应修正湍流无量纲热流的方法，通过引入不同缩比模型的总长比值，对气动热风洞试验中获得的湍流无量纲热流进行修正，将气动热风洞试验中小模型上获得的湍流无量纲热流外推到全尺寸模型，进行全尺寸模型热流分布预测。本发明的采用尺度效应修正湍流无量纲热流的方法揭示了湍流无量纲热流随模型尺度的变化规律，解决了气动热风洞试验数据应用于多个轨道点的设计问题，提高了气动热风洞试验数据应用精准度。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN117864385A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410269273.X
申请日：2024-03-11
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: 本发明属于流体力学流动控制领域、等离子体物理应用领域，公开了一种高超声速飞行器等离子体鞘套控制装置及流场参数算法。等离子体鞘套控制装置包括异形电磁铁线圈和碱金属喷流装置；飞行器绝缘外壳为钝头体，在飞行器绝缘外壳的内腔的中心轴线上，从前至后依次放置与钝头体内腔匹配的异形电磁铁线圈和碱金属喷流装置；在飞行器绝缘外壳的内壁，与飞行器驻点对应的位置，设置有若干喷注孔，碱金属喷流装置通过导管向流场激波层内喷注带电等离子体，提高流场电导率。流场参数算法基于高超声速高温磁流体流场参数求解等离子体鞘套电磁参数。等离子体鞘套控制装置及流场参数算法为飞行器隐身技术的发展进行了技术探索和储备。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109186928A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811107457.7
申请日：2018-09-21
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: 本发明涉及一种电弧风洞半椭圆喷管的优化方法。所述优化方法包括采用数值模拟方法求解当前半椭圆喷管内部以及所述试验段的高焓流动控制方程，获得当前半椭圆喷管内部和试验段的高焓流场参数，以及平板模型表面的热流分布，将所述平板模型表面的热流分布与预设判定准则中相应阈值进行比较，根据比较结果对当前半椭圆喷管进行优化，再进行上述迭代计算，直到满足所述预设判定准则中相应阈值，获得优化后的喷管型面。本发明方法是在现有试验条件下获得尽可能满足局部高热流区试验需求的电弧风洞喷管型面的有效途径。
-
公开(公告)号：CN118817235B
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411302877.6
申请日：2024-09-19
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: 本发明属于气动热与热防护领域，公开了一种基于雷诺数效应修正完全气体湍流无量纲热流的方法。本发明的基于雷诺数效应修正完全气体湍流无量纲热流的方法，引入同一模型在不同流场条件的比值f(Re)，对气动热风洞试验中获得的湍流无量纲热流进行修正。本发明的基于雷诺数效应修正完全气体湍流无量纲热流的方法，揭示了湍流无量纲热流随流场参数的变化规律，解决了风洞试验条件与飞行条件差异导致的数据差异问题，使得单个状态的风洞试验数据能够拓展应用于多个轨道点的热环境预测设计，提升了气动热试验数据应用精准度和使用范围。
-
公开(公告)号：CN116989972A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202311008530.6
申请日：2023-08-11
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: 本发明属于高超声速风洞气动热试验测试技术领域，公开了一种基于热电模拟网络测试的测热试验数据不确定度评估方法。测热试验数据不确定度评估方法针对热电模拟网络测试系统获得的风洞测热试验数据，结合精度极限和和偏差极限对试验数据开展不确定评估。首先，辨识主要误差源、归结误差源的类型；对测热试验数据开展不确定分析，最终通过评估单一误差源和综合所有误差源获得多次重复性测热试验结果的不确定度。测热试验数据不确定度评估方法分类准确、分析全面，适于工程应用。
-
公开(公告)号：CN114036869B
公开(公告)日：2022-08-12
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。
-
公开(公告)号：CN112818464B
公开(公告)日：2022-04-12
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
30
records
(took 0.074 seconds)
