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公开(公告)号：CN115859480A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202310080882.6
申请日：2023-02-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种基于确定发动机入口边界条件的气动分析方法及装置，基于发动机入口的结构特点，针对相关技术中发动机入口边界条件简单粗暴，无法考虑数值模拟过程中特殊情况的问题，鲁棒性差的问题，本专利综合考虑了数值模拟过程中出现的各种意外情况和噪点，对不同的流态采取不同的处理方式，从而提高了数值模拟的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN114692529B
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210619507.X
申请日：2022-06-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于CFD量化技术领域，提供了一种CFD高维响应的不确定度量化方法、装置、计算机设备，方法包括：获取CFD模型的第一输入参数集，并通过CFD模型模拟计算得到第一高维响应向量，第一输入参数集包括不确定输入参数样本，第一高维响应向量包括高维响应样本；对高维响应样本进行降维处理，得到第一低维向量；基于第一低维向量和不确定输入参数样本训练预构建的神经网络模型，得到代理模型；获取CFD模型的第二输入参数集并输入代理模型，通过代理模型预测出第二低维向量；基于第二低维向量计算得到第二高维响应向量，完成CFD模型的不确定度的传播和量化。可以准确和快速地实现CFD模型不确定度的传播和量化。
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公开(公告)号：CN114757131A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210660267.8
申请日：2022-06-13
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 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于CFD不确定度量化技术领域，提供了一种适用于CFD不确定度量化的代理模型的优化方法及相关设备，方法包括：获取CFD模型输入参数的初始样本数据集；基于初始样本数据集构建代理模型，并评估代理模型的泛化误差；若代理模型的泛化误差大于预设的误差阈值，则对代理模型进行更新；否则结束优化，得到最优的代理模型。基于CFD模型输入参数的初始样本数据集构建代理模型，评估代理模型的泛化误差后与预设的误差阈值进行比较，若代理模型的泛化误差大于预设的误差阈值，则获取新的样本数据对代理模型进行更新，直到代理模型的泛化误差小于预设的误差阈值，得到最优的代理模型为止，提高了代理模型优化的效率。
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公开(公告)号：CN114707241A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210335434.1
申请日：2022-03-31
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 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器的阻力修正方法领域，尤其涉及一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，包括以下步骤，先基于理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量ΔCD；再通过CFD计算得到无防热瓦间隙时阻力系数CD0；再将ΔCD与CD0相加得到修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数CD；本方法在可以获得防热瓦间隙流动对飞行器全机阻力的影响，且相比于现有基于风洞试验和数值模拟手段的防热瓦间隙影响阻力修正方法，本方法需要的试验数据少，可以大大节省成本和缩短周期。
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公开(公告)号：CN114676656A
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202210588960.9
申请日：2022-05-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于CFD模型确认技术领域，提供了一种多响应CFD模型的一致性度量方法、装置、设备及存储介质，方法包括：基于CFD计算模型的多输入样本获取CFD计算模型的多响应向量；基于试验模型的多输入样本获取试验模型的多响应向量；计算所述CFD计算模型的多响应向量和所述试验模型的多响应向量的相对能量距离；根据所述相对能量距离确定所述CFD计算模型和所述试验模型的一致性。可以有效地度量不同计算模型与物理试验之间的差异程度，且避免了传统一致性度量方法中需要求解多维联合分布函数的难题，同时无需对CFD计算模型的多维响应向量进行降维而导致的信息缺失，使得本发明的CFD计算模型包含多维响应的所有信息，从而有助于更好地对模型进行确认。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112559351B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202011492023.0
申请日：2020-12-16
Applicant: 中船重工奥蓝托无锡软件技术有限公司 , 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CFD软件验证与确认数据库平台，包括展示层、应用层、服务支撑层和资源层；所述展示层面向不同用户展示信息，并提供各项业务功能的快速入口；所述应用层为所述数据库平台提供各项具体功能，并通过集成接口，实现与外部系统的数据传输；所述服务支撑层主要提供基础性的功能组件或工具，分为服务器端组件和客户端插件；所述服务器端组件提供平台事务处理、数据接口、数据缓存、工作流引擎、报告生成和检索引擎；所述客户端组件主要包括数据建模工具、数据展现工具、数据导入工具、流程建模工具、数据处理分析工具；所述资源层提供支撑所述数据库平台运行的软硬件平台。本发明中的数据库平台为CFD软件验证与确认提供了专用数据库。
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公开(公告)号：CN112528420B
公开(公告)日：2022-05-27
申请号：CN202011558034.4
申请日：2020-12-25
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 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了提供一种用于喷流时序控制模拟的动态边界条件切换方法，该方法通过引入发动机喉道过渡流动参数，将动态边界条件切换的内迭代过程整体分成三个典型阶段，在单一物理时间步内实现动态边界条件切换过程喷管吼道流动参数平缓过渡，解决动态边界条件切换导致喷流时序控制模拟鲁棒性和计算效率难以平衡的问题。该方法可以实现任意时刻多个喷管喷流边界条件和固壁边界条件相互动态切换，该方法在单一时间步内实现了边界条件切换过程喷管吼道压强平缓过渡，减少了边界条件切换过程非定常数值模拟的真实时间步数，提高了数值模拟的效率，同时数值模拟的鲁棒性得到了保证。
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公开(公告)号：CN114398726A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210275354.1
申请日：2022-03-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于辅助网格的内流道截面流场提取方法、设备及介质，属于计算流体力学领域，包括步骤：S1，根据内流道几何信息，绘制指定截面上的辅助网格；S2，建立从辅助网格顶点到计算网格单元的映射关系；S3，将计算网格顶点的流场插值到辅助网格顶点；S4，输出截面辅助网格上的流场值。本发明通过辅助网格直接定义内流道截面，适用于任意几何形状的内流道。同时，避免了传统方法复杂费时的相交求解和面网格构造过程，采用局部流场插值方法，实现了内流道任意截面流场高效提取。
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公开(公告)号：CN114398573A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210048388.7
申请日：2022-01-17
Applicant: 西南科技大学 , 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F16/957 , G06F16/906
Abstract: 本发明公开了一种基于谱聚类的Web多级缓存替换方法，包括：步骤一，代理服务器上的预测模块对Web日志数据进行数据处理和特征提取，以得到对应的特征属性集；步骤二，将步骤一中得到的特征属性集送入至预测模块的谱聚类模型中进行缓存价值预测，以得到对应的预测值；步骤三，代理服务器中的缓存替换模块启动缓存替换模式，基于步骤二中得到的预测值进行判断，以确定缓存对象的缓存空间，并基于缓存替换策略对缓存对象的存储位置进行确定。本发明提供一种基于谱聚类的Web多级缓存替换方法，利用谱聚类对于提取日志属性后容易形成稀疏矩阵进行处理，以提高在判别请求资源在未来访问的可能性上的准确性。
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公开(公告)号：CN112001034B
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202010937863.7
申请日：2020-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种多面锥构型飞行风洞标模布局及设计方法，试验模型的外形为安装控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型，所述多面锥构型沿着轴线包括有若干段，第一段为由多个平面切割的球头构型，中间若干段为多边形裙构型，最后段为由多个平面切割的圆柱构型。本方法基于参数化思想，采用了非正多面锥构型作为基本外形，对整个外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验对气动布局的简化需求。由于本方法采用了参数化表达，因此所设计的试验模型可根据总体、气动和试验需求进行优化和调整。本方法设计的飞行试验模型尾段带有X型布置的、平面形状为直角梯形的气动控制舵面，可根据实际飞行需求对舵面开展优化设计，使试验模型实现一定时间的自主可控飞行。
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