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公开(公告)号：CN114313253A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202210201305.3
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，属于飞行器气动布局设计领域，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方；本发明具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能。
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公开(公告)号：CN114036651A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202210025718.0
申请日：2022-01-11
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 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器气动布局设计技术领域，提供了一种低阻的次口径旋成体弹身及设计方法，弹身包括次口径弹体和整流段；次口径弹体和整流段之间设置有过渡段；过渡段的第一端直径等于次口径弹体的直径R1，过渡段的第二端直径等于整流段的第一端直径R2，并且R1>R2；整流段的第二端的端面形状为梅花状；梅花状端面的外圆直径等于整流段的第一端直径R2，梅花状端面的内圆直径为R3，R3=D/2+A，R3
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公开(公告)号：CN112001034A
公开(公告)日：2020-11-27
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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公开(公告)号：CN109747860A
公开(公告)日：2019-05-14
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：CN105857575A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610219879.8
申请日：2016-04-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种可适用于大展弦比飞翼布局飞机航向增稳和控制的操纵面。该操纵面由两片舵面组成，对称设置在机身后部，每片舵面由单独舵机控制，旋转轴线与机身轴线方向一致，操纵面偏转角度范围为?90°～90°，操纵面闭合后和机身融为一体。通过左右两侧操纵面开裂旋转，有效增加飞翼布局飞机航向稳定性，改善其航向操稳特性。相比现有的大展弦比飞翼布局飞机使用的阻力式方向舵，本发明提出的航向控制操纵面具有机械结构简单，操纵效率高，通道耦合小，阻力增量小的特点，能够根据飞机隐身特性要求对舵面进行自由收放，可作为飞翼布局飞机航向控制舵面使用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119376278B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411962752.6
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于CFD与RBD耦合的横向脉冲喷流气动控制仿真方法，涉及飞行器横向喷流气动控制技术领域，其包括：计算任意喷口开启前的初始流场；进行喷流开启过程的仿真；进行喷流工作状态的仿真；进行喷流关闭状态的仿真。本发明可以在基于CFD与RBD耦合计算方法的基础上实现任意数量与任意工作时序的横向脉冲喷流气动控制仿真，获得飞行器在横向脉冲喷流控制下的运动轨迹与任意时刻的姿态、气动力与流场数据。
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公开(公告)号：CN118313174A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410741398.8
申请日：2024-06-11
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 , G06F30/15 , G06F18/24 , G06F18/23213 , G06F18/231
Abstract: 本发明公开了一种悬挂物与载机分离试验的分离参数设计方法，涉及悬挂物分离领域，包括：步骤S1：针对某型悬挂物分离的案例，梳理试验中悬挂物与载机分离的主要分离参数及取值范围；步骤S2：基于悬挂物与载机分离包线设计试验分离参数组合，再根据分离参数的物理意义，对试验的分离参数进行特征化；步骤S3：基于步骤S2特征化后的分离参数，对需要试验的分离参数组合采用聚类方法分成若干个子集，然后在每一子集中随机挑选若干个分离参数组合，使得总的分离参数组合数目满足试验资源消耗要求。本发明，对分离参数的特征化过程考虑了物理含义，避免了数值较大的物理量在计算“距离”时权重过大，参数特征化方法简单，适用性强。
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公开(公告)号：CN118171398A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410608532.7
申请日：2024-05-16
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: 本申请提供凹腔流场计算方法及装置，其中所述凹腔流场计算方法包括：接收包含凹腔的目标模型物，以及所述目标模型物的流场参数；生成所述目标模型物的表面网格，并基于所述凹腔的凹腔位置，在所述表面网格上选取待加密区域；基于预设的加密参数，对所述待加密区域进行加密，并基于加密结果生成空间网格；根据所述空间网格与所述流场参数，通过迭代算法计算得到流场信息与所述目标模型物的气动特性信息。通过在凹腔上方的剪切层区域局部加密，仅少量增加网格数量，实现对凹腔流动剪切层区域的精准模拟，有效控制了网格总体数量，避免了全局采用结构网格局部加密整体网格量大的问题。
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公开(公告)号：CN117874932B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410275982.9
申请日：2024-03-12
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 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于小微尺度脱落物的轨迹数值预测方法及系统，其中轨迹数值预测方法包括：将小微尺度脱落物边界网格单元的网格属性在插值边界条件和远场边界条件间动态调整，保持重叠区域单向插值使飞行器网格和小微尺度脱落物网格解耦求解，并计算出小微尺度脱落物随时间变化的轨迹和姿态。具体包括：飞行器初始流场计算、tn时刻边界网格单元计算、tn时刻边界网格单元流场信息获取、tn时刻小微尺度脱落物解耦流场计算、tn+1时刻边界网格单元计算、tn+1时刻边界网格单元流场信息获取以及迭代更新等步骤。本发明可解决小微尺度脱落物轨迹计算成本高的问题。
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公开(公告)号：CN118013893A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410412597.4
申请日：2024-04-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/12 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统，包括步骤：S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数；S2：计算变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度；S3：计算变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度；S4：基于上述步骤S3与S4的计算结果，建立变体抛离安全分离判定模型；S5：对所述变体抛离安全分离判定模型进行工程适用化处理；S6：构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的初始分离条件。本发明减少非定常CFD计算过程，提高变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定效率。解决了变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定计算成本高的问题。
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