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公开(公告)号：CN117454522A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311506021.6
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京理工大学 , 北京理工大学重庆创新中心 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开适用于超高雷诺数下的湍流边界层摩擦阻力快速预测方法，属于航空航天中流体力学与空气动力学湍流领域。本发明实现方法为：通过直接数值模拟DNS方法对动量厚度雷诺数Reθ＝0～30000的可压缩湍流边界层进行直接数值模拟，得到精确的湍流边界层摩擦阻力数据样本，通过不可压缩变换和基于KS经验公式和BL经验公式的多项式拟合得到摩擦阻力与动量厚度雷诺数之间的函数关系，通过广义KS预测公式和广义BL预测公式，在拓宽动量厚度雷诺数适用范围的基础上提高对湍流边界层摩擦阻力的预测精度。本发明动量厚度雷诺数适用范围由20000拓宽至30000；此外，在构建广义KS预测和广义BL预测公式后不需要再进行数值模拟计算，能够节省大量计算时间与计算资源。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116663447A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310625439.2
申请日：2023-05-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开的高焓流动条件下针对地球大气的SST湍流模型修正方法，属于航空航天中流体力学与空气动力学领域。本发明实现方法为：通过直接数值模拟DNS方法对马赫数2～20的高焓来流下飞行器进行模拟，得到精确的湍流边界层流场数据，通过对比工程SST湍流模型与DNS结果的差异，利用高焓条件下氧原子的离解曲线作为判断依据，在SST湍流模型的湍动能k方程中的湍动能生成项上加入温度限制器，将高焓条件下的化学反应与湍动能方程进行耦合，在SST湍流模型中通过温度限制器限制湍动能的生成，得到改进SST湍流模型，通过改进SST湍流模型在高焓条件下对地球大气的SST湍流进行预测，提高针对地球大气的高超声速高焓湍流流动的预测精度。本发明能够优化飞行器气动性能。
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公开(公告)号：CN115636078A
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202211311910.2
申请日：2022-10-25
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的基于材料烧蚀气体引射的高超声速弹体表面减阻降热方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：根据三维NS方程和壁面动量守恒方程求解出引射壁面处的密度、压力、壁面引射速度，并设置烧蚀气体引射边界条件；烧蚀材料在高超声速来流条件下且满足构建的引射边界条件下，通过弹体表面所铺设材料的被动烧蚀能够在弹体引射区域向外进行烧蚀气体质量引射，利用引射出的烧蚀气体使得弹体表面密度降低，减小弹体表面处速度梯度，降低引射区和引射区下游的摩擦阻力；此外，弹体表面引射出的烧蚀气体还能够将高超声速飞行器表面激波外推，使得激波更加远离弹体表面，壁面处温度梯度减小，从而降低壁面热流，实现减小弹体表面气动热和摩擦阻力的效果，提高飞行器气动性能。
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公开(公告)号：CN116663448A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310625535.7
申请日：2023-05-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开的高焓流动条件下针对火星大气的SST湍流模型的修正方法，属于火星大气流体力学与空气动力学湍流领域。本发明实现方法为：通过直接数值模拟DNS手段对马赫数2～20的高焓来流下飞行器进行模拟，得到精确的湍流边界层流场数据，通过对比分析工程SST湍流模型与DNS结果差异，利用高焓条件下二氧化碳的离解曲线作为判断依据，在SST湍流模型的湍动能k方程中的湍动能生成项上加入温度限制器，将高焓条件下的化学反应与湍动能方程进行耦合，限制湍动能的生成，得到改进SST湍流模型，通过所述改进SST湍流模型在高焓条件下火星大气的SST湍流进行预测，提高针对火星大气的高超声速高焓湍流流动的预测精度。
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公开(公告)号：CN115636078B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202211311910.2
申请日：2022-10-25
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的基于材料烧蚀气体引射的高超声速弹体表面减阻降热方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：根据三维NS方程和壁面动量守恒方程求解出引射壁面处的密度、压力、壁面引射速度，并设置烧蚀气体引射边界条件；烧蚀材料在高超声速来流条件下且满足构建的引射边界条件下，通过弹体表面所铺设材料的被动烧蚀能够在弹体引射区域向外进行烧蚀气体质量引射，利用引射出的烧蚀气体使得弹体表面密度降低，减小弹体表面处速度梯度，降低引射区和引射区下游的摩擦阻力；此外，弹体表面引射出的烧蚀气体还能够将高超声速飞行器表面激波外推，使得激波更加远离弹体表面，壁面处温度梯度减小，从而降低壁面热流，实现减小弹体表面气动热和摩擦阻力的效果，提高飞行器气动性能。
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公开(公告)号：CN115640646A
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202211311911.7
申请日：2022-10-25
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64C1/00 , B64C1/38 , B64C30/00 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的基于轻质惰性气体引射的高超声速弹体表面减阻降热方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在弹体前端部分位置处设置轻质惰性气体引射区域，根据三维NS方程和壁面动量守恒方程求解出引射壁面处的密度、压力、壁面引射速度，并设置轻质惰性气体引射边界条件；在满足高超声速来流条件下且满足构建的引射边界条件下，在弹体引射区域主动向外进行轻质惰性气体质量引射，利用轻质惰性气体使得弹体表面密度降低，减小弹体表面处速度梯度，降低引射区和引射区下游的摩擦阻力；引射出的轻质惰性气体还能够将飞行器表面激波外推，使得激波更加远离弹体表面，壁面处温度梯度减小，降低壁面热流，减小弹体表面气动热和摩擦阻力。
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