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公开(公告)号：CN117973252A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311842364.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/22 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种可判别碰撞的高效非结构重叠网格自动装配方法及系统，包括：获取部件网格在子进程上的当地分区网格信息；利用射线法挖去背景笛卡尔网格上的洞内点；确定重叠网格区域；利用二叉树搜索技术，查找一套网格位于重叠区域上的网格点在其他网格上的贡献单元或点；标记网格点的属性，网格点的属性包括洞内点、受体点和计算点；对于静态重叠网格和动态重叠网格两种情况，判定部件之间是否发生碰撞；根据不同网格单元的参数坐标，利用牛顿迭代法，获得插值权重，并将贡献单元或点上的流场解插值到受体点，完成高效非结构重叠网格自动装配。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中非结构重叠网格处理效率低及容易发生误判碰撞的技术问题。
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公开(公告)号：CN110069842A
公开(公告)日：2019-07-30
申请号：CN201910292068.4
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种舵效快速估算方法。该方法包括：基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy；对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量 基于气动力系数增量 估算舵效 由此，能够考虑弹身干扰影响实现舵效的高精度快速估算。
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公开(公告)号：CN110057537A
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201910292074.X
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及飞行器气动性能技术领域，公开了一种飞行器气动性能影响预测方法。该方法包括：确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。由此，解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。
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公开(公告)号：CN109595076A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201910031724.5
申请日：2019-01-14
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种进气道保护罩，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，进气道保护罩安装于外露进气道的进气道入口处，为船型结构，由头部和尾部组成，头部包括上下型面，上型面与前体下表面贴合，尾部为由下型面构成的空腔结构，头部下型面与尾部下型面光滑过渡。通过本发明，解决了进气道喷流颗粒冲刷弹体、大尺度进气道分离行程过长、结构强度和热防护要求高、作动筒行程增大后在前体空间有限的情况下实现难度大的问题。
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公开(公告)号：CN119940182A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411827500.2
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种基于线性稳定性分析的高焓边界层转捩预测方法，该基于线性稳定性分析的高焓边界层转捩预测方法包括：S1，基于飞行器来流数据计算基本流，获得基本流数据；S2，以飞行器外形作为基准生成正交化的转捩计算网格，将基本流数据插值至转捩计算网格；S3，使用插值后正交转捩计算网格上的基本流数据，采用线性稳定性分析方法计算飞行器高焓边界层内小扰动不稳定波的空间增长率；S4，根据计算得到的小扰动不稳定波的空间增长率沿流向积分得到不同流向位置的N值包络，进而判断高焓边界层转捩的起始位置。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中的转捩预测方法无法适用于高焓边界层的转捩预测的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119918444A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411827761.4
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种面向计算流体力学软件结构求解器的混合求解方法，该方法先是判断是否有部分模型方程采用松耦合处理方法，指定守恒量个数等于紧耦合守恒量，然后逐个网格块进行循环迭代求解，先后求解紧耦合方程组和松耦合方程组，然后合并松耦合守恒量与紧耦合守恒量，直至完成全部网格块的迭代求解。本发明的方法在一种数据结构下同时实现了紧耦合与松耦合架构，能够实现软件同时兼顾求解精度、求解效率以及软件扩展性。
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公开(公告)号：CN119808625A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411828071.0
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种用于模拟飞行器发动机内流道小尺度流动的模型计算方法，该用于模拟飞行器发动机内流道小尺度流动的模型计算方法包括：建立内外流耦合飞行器主流场结构网格：在非小尺度流动位置对飞行器主流场进行结构网格划分；在小尺度流动位置的壁面，通过壁面渗透模型来模化小尺度流动问题；根据壁面渗透模型计算壁面渗透模型处流体属性；在流动方程中添加小尺度流动的源项；进行飞行器流场迭代计算，获得飞行器发动机内流道存在小尺度流动时的飞行器气动性能。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术无法有效模拟飞行器发动机内流道存在小尺度流动时的飞行器气动性能的技术问题。
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公开(公告)号：CN119779628A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411735247.8
申请日：2024-11-29
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种高空高速喷流干扰数据天地差异修正方法，以风洞试验获得的喷流干扰数据为基准，通过调整风洞来流总温总压及更换风洞喷管，采用风洞试验方法获得三组风洞试验喷流干扰数据，求解出喷流干扰数据对马赫数、雷诺数的导数；通过调整喷流气体温度、比热比，采用数值计算方法，获得两组数值计算喷流干扰数据，求解出喷流干扰数据对喷流动量的导数；由已知的天地马赫数、雷诺数、喷流动量差量，实现高空高速喷流干扰数据天地差异修正。本发明减小了天地差异修正误差，解耦了马赫数影响、雷诺数影响和喷流动量影响，解决了在风洞无法模拟真实飞行条件和热喷流条件下的天地差异修正难题。
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公开(公告)号：CN118484879A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410673308.6
申请日：2024-05-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种基于给定唇口的多级内外双乘波前体进气道设计方法，该方法实现了给定唇口型线条件下前体进气道的逆向设计，解决了现有技术中存在的唇口型线设计空间小的难题，满足了高速飞行器向宽域可调、多模块并联的发展需求。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术无法实现给定唇口的多级双乘波前体进气道设计的技术问题。
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公开(公告)号：CN112393876B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201910756444.0
申请日：2019-08-16
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种适用于内外流一体化外形的动态气动导数预测方法，通过计算飞行器在真实频率下的各个方向的动导数数据D1；计算待选频率下的动导数对应数据，将数据一一与标准数据做比较，选取差值最小的一组为D2，对应的频率记为f，并获得动导数的差值ΔD1；通过风洞实验获取频率f下的试验模型的动导数数据D3；计算缩比后的试验模型在频率f下的动导数数据D4，获得由模型缩比造成的动导数的差值ΔD2；判断ΔD1/D1和ΔD2/D1的值，直到满足阀值要求，然后根据D1、D2和D3的值计算修正后的动导数数据D；本发明解决了现有技术中动导数数据天地差异大的问题。
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