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公开(公告)号：CN112665820B
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110275460.5
申请日：2021-03-15
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: 本发明公开了一种基于变量差及相对位移的r型网格自适应移动方法及设备，以归一化网格点的变量差以及网格点相对位移量这两类参数作为计算网格点移动的权函数，通过加入网格点相对位移量这一权函数，实现网格点的跟随移动。归一化消除所述两类参数的量值及量纲对网格点移动量影响，以所述两类参数形成新的组合权值，以此确定激波附近网格点的位移，并将激波附近网格点的位移信息向网格点的相邻网格点传递，实现激波附近的几排网格点都同步向激波位置移动。本发明通过归一化物理量以及网格点位置移动量，消除两类参数量值及量纲对网格点移动量影响，可有效实现激波处网格点向激波位置靠近，同时能够保证激波附近的几排网格点都同步向激波位置移动。
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公开(公告)号：CN112699623A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202110310013.9
申请日：2021-03-24
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 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及飞行器流场气动热求解技术领域，公开了一种基于非结构网格规则化重构技术的高精度热流计算方法。该方法从利用初始流场进行特征面提取思想出发，结合激波探测技术和三维激波曲面拟合技术，多次迭代逐步逼近找到符合真实物理解的空间激波面，对物面驻点热流网格进行规则化处理以及对空间激波面附近网格进行二次贴体重构，从而消除因网格随机性排列和扰动引起的数值误差。本发明提出的方法在保证整体非结构网格快速生成的前提下，通过半自动化网格修复技术，反复迭代重构形成符合物理特征的规则化网格，排除因网格扰动导致的数值计算误差，为高超声速飞行器气动热模拟提供了一种新的快速而精细的模拟方法。
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公开(公告)号：CN109747860B
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN201910174115.5
申请日：2019-03-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局形式及设计方法，栅格舵翼混合布局方案由两片变弦长水平弧形栅格翼和四片平直栅格舵组成，两片水平弧形栅格翼起到飞行增稳的作用，四片字布局栅格舵用于飞行过程中姿态的控制，在发射起始阶段，折叠状态装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制；进一步的提出了一种以初始箱式发射为几何约束的栅格舵翼设计方法及流程，可提升栅格舵翼混合布局的设计效率；本发明提出的栅格舵翼混合布局形式可提供较大的纵向控制力矩，且在较宽马赫数范围内均有较高的气动效率，有利于飞行控制系统设计，特别适用于高升阻比滑翔类飞行器助推级的控制舵面使用。
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公开(公告)号：CN111339681B
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN202010207452.2
申请日：2020-03-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , F02K1/00 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了种用于发动机喷流干扰效应模拟的喷管出口参数匹配方法，用于空气介质模拟发动机燃气喷流对外流的气动干扰；等效匹配过程中发动机喷管出口面积严格一致，喷管出口参数变换时考虑了边界层影响，出口关键特征参数匹配的一致性相比传统的相似准则变换有明显提高；通过对喷管扩张角度的修正，可保证冷热喷流喷管出口气流膨胀角度一致；本发明提出的空气介质模拟燃气喷流干扰参数匹配方法适用于二维、三维常规完全膨胀喷管，可直接应用于飞行器姿控发动机、尾喷流发动机喷流干扰效应数值模拟评估分析中，特别适用于舵面/姿控发动机近距耦合干扰效应分析，相比传统空气介质冷喷流，可提高模拟预测的精度。
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公开(公告)号：CN111551343A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010465081.8
申请日：2020-05-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以下步骤：按照第一缩比比例将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；按照第二缩比比例将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动力风洞试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据；本发明将全局大比例缩比和栅格舵局部等效的风洞试验方法相结合，栅格舵等效过程中考虑了等效过程栅格舵外边框对升力、阻力的贡献，将栅格舵与箭体的二次气动干扰量适当放宽，相关数值仿真和风洞试验结果表明，此种局部等效模拟的方法可以在低速、亚声速、超声速和高超声速时满足工程应用的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107066741B
公开(公告)日：2020-03-10
申请号：CN201710252211.8
申请日：2017-04-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/17
Abstract: 本发明公开了一种基于数据挖掘的气动外形优化设计方法，包括如下步骤：步骤一、采用随机搜索类方法对几何外形进行优化设计，并对优化过程数据进行筛选；步骤二、利用基于POD的数据挖掘方法对筛选后的数据进行数据挖掘处理，得到一组几何外形的POD基；步骤三、利用数据挖掘得到的POD基对第一步的优化结果进行几何外形参数化。与现有技术相比，本发明的积极效果是：本发明采用基于POD的数据挖掘方法对外形优化设计的过程数据进行了数据挖掘，得到了设计知识；基于设计知识的二次优化在较高的效率下得到了更优的结果。
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公开(公告)号：CN108928490A
公开(公告)日：2018-12-04
申请号：CN201810768351.5
申请日：2018-07-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局，包括一级飞行器：具有乘波属性的翼身融合体双垂尾的下反翼设计，其机身部件为扁平设计，机身部件的背部为削平设计，削平部分用于放置二级飞行器，二级飞行器：采用小展弦比后掠翼的翼身组合体加单垂尾的气动布局，其机身部件的机身截面为半圆加倒圆方形，机身部件的腹部为平面，与一级飞行器的背部削平部分连接；本发明的布局能有效的提高一级飞行器和二级飞行器的各种控制功能，满足燃料的携带要求，具有良好的防热性能。
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公开(公告)号：CN108507422A
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201810305663.2
申请日：2018-04-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法，解决了现有火箭芯一级残骸落点分散，散布范围较大的问题。栅格翼为弧形结构并且其内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，栅格翼通过外框底部的支撑柱与折叠机构连接，折叠机构前后带有整流罩，折叠转轴处预置压缩弹簧，提供栅格翼初始展开力。利用栅格翼高气动效率和高阻力的特点，将栅格翼安装在现役运载火箭一二级连接舱段上并通过折叠机构折叠和打开。在火箭上升段完全折叠在火箭箭体上，对火箭上升段的安全和运载能力影响均较小；在芯一级残骸高速再入过程中，折叠的栅格翼展开，起到增强火箭残骸本体气动稳定性和气动阻力的目的，从而减小火箭芯一级残骸落点散布面积。
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公开(公告)号：CN108197368A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201711445317.6
申请日：2017-12-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种适用于飞行器复杂气动外形的几何约束及权函数简捷计算方法，采用全新的复杂气动外形优化设计几何约束的评估方法和基于灵敏度多点优化权函数选择的方法，准确方便地计算出任意复杂外形的厚度、容积等几何约束，兼容离散表面多块对接网格、离散表面非结构网格等；权函数选择能够充分利用已有权函数数据的有效信息，具有权系数选择指导性，从而充分挖掘基于灵敏度优化技术的设计潜力。
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公开(公告)号：CN107253521A
公开(公告)日：2017-10-17
申请号：CN201710532545.0
申请日：2017-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C23/06
Abstract: 本发明公开了一种带过渡段的曲线头部双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的两个前缘交汇构成曲面头部，所述乘波体的一个前缘由两条直线段和连接它们的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控，所述过渡曲线将两条直线段连接并使得一阶导数和二阶导数连续；本发明通过双后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
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