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公开(公告)号：CN105869212A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610153144.X
申请日：2016-03-11
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 一种冰形简化方法属于航空领域，对冰风洞中得到的复杂的不规则二维冰形进行简化，采用B样条曲线方法，针对角状型冰和流线型冰两种基本类型的冰，提供了基于冰形特征点位置的参数化描述方法，并公开了一种以冰形相似度为目标函数寻求最优或准最优方案的冰形简化方法；本发明为飞机结冰研究、结冰风洞调试及冰风洞实验结果处理等领域提供技术支撑，具有较好的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN105865563A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610153143.5
申请日：2016-03-11
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G01F17/00
Abstract: 一种冰块体积测量装置属于飞行器结冰技术研究领域；测量管的两端分别连接在测量桶A和测量桶B上，阀门A配装在测量管上，测量管用透明材料制作，并设置刻线，在测量管上通过阀门B连通安装流体或气体注入器，在测量桶A、B和测量管内注入熔点低于0℃、密度小于0.9g/m3的液体，通过阀门B将流体或气体注入到位于测量管内的液体内形成流体珠或气体泡，通过观测测量前后流体珠或气体泡移动位移计算获得所测冰块体积；本装置结构简单，操作使用标定方便，测量精度高，适用能力强。
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公开(公告)号：CN104554739A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410774191.7
申请日：2014-12-16
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种可以增强和调整双发翼身融合无尾布局航向安定性的进气道唇口，目的在于解决当前翼身融合无尾布局航向安定性不佳，基本是中立稳定或者不稳定的问题。目前常用的设计垂直安定面提高航向安定性的方法会增大布局雷达散射面积，增大主翼后掠角的方法受到气动效率、结构强度约束无法解决翼身融合无尾布局航向安定性不足的问题。本发明以翼身融合无尾布局通常采用的对称布置双发发动机为基础，设计了一种新的沿展向斜切式进气道唇口，使得飞机受扰动产生侧滑时，两侧发动机的进气量会不同，而且进气差量随着侧滑角的增大而增大，从而使得两侧发动机的推力不同，产生一个回复力矩，将机头重新指向来流。
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公开(公告)号：CN103407580B
公开(公告)日：2015-04-08
申请号：CN201310360594.2
申请日：2013-08-19
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。
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公开(公告)号：CN103559740A
公开(公告)日：2014-02-05
申请号：CN201310375948.0
申请日：2013-08-26
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G06T17/30
Abstract: 本发明公开了一种可实现交互操作的棱柱网格生成方法，利用超限插值技术生成粗的背景结构网格框架，然后建立物面网格节点与背景结构网格框架之间的映射关系，通过调整背景结构网格框架控制棱柱网格的生长区域、生长方向和生长速率，人工交互实现棱柱网格快速高效的生成；本发明的设施使得棱柱网格生长方向不发生交叉，保证了棱柱网格的成功生成，通过人工交互修改背景结构网格框架，实现对棱柱网格的局部控制和调整，改善棱柱网格生成的质量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103412994A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310343153.1
申请日：2013-08-08
Applicant: 空气动力学国家重点实验室 , 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，目的在于解决目前高速大型飞机模型缩比确定难度大、成本高且无准确方法等问题。包括以下步骤：第一步、根据模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；第二步、根据试验运行状态设置边界条件；第三步、利用CFD计算程序数值模拟试验状态，并得到侧壁压力分布数据；第四步、将压力分布数据与空风洞侧壁压力分布数据比较、统计分析并带入判定标准，确定模型全展长与试验段宽度比例，进而得到适合的模型缩比。本发明利用试验段壁板侧壁扰动压力分布为依据确定高速风洞大型飞机模型缩比，从而为试验方案制定与模型设计提供依据。
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公开(公告)号：CN111859532B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202010547613.2
申请日：2020-06-16
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G16C20/10 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及热壁修正方法技术领域，公开了一种用于高速飞行器气动加热数值预测的考虑高超声速化学非平衡效应的改进热壁修正方法，本方法将对流热流按物理过程的贡献进行分解，其中温度梯度引起的热流部分满足传统线性的热壁修正方法，而反应扩散引起的热流部分与壁面高温化学作用相关，根据壁面化学反应机制做相应处理。分别求解温度梯度引起的热流和反应扩散引起的热流，再将求解到的热流相加，得到壁面总热流。本发明提出的方法只需要求解冷壁和绝热壁条件下的高超声速流场，不需要流固耦合迭代求解，计算效率高。
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公开(公告)号：CN112214869B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202010913362.5
申请日：2020-09-03
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供了一种求解欧拉方程的改进型高阶非线性空间离散方法，包括以下步骤：步骤1、读取初始流场数据，对欧拉方程计算时刻的各节点上的正负通量；步骤2、对各节点上的正负通量进行特征投影，得到特征通量，并根据各节点上的特征通量计算间断侦测因子；步骤3、根据间断侦测因子构造半点上数值通量的高阶混合计算方法，完成欧拉方程的空间离散；步骤4、采用三阶龙格库塔法对时间项进行离散；步骤5、将时间推进至指定tN结束计算，得到tN时刻的流场数据。本发明的改进型高阶非线性空间离散方法WENN‑LC格式在同等网格下较传统NND格式具有更高的流动结构分辨率；此外，hyWENN‑LC混合格式不仅具有更高的分辨率，同时具有更快的计算效率。
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公开(公告)号：CN112163312B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202010824364.7
申请日：2020-08-17
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了一种通过高阶WENO格式降阶对可压缩流动问题进行数值模拟的方法，包括如下步骤：S1，计算某一位置的数值通量时，对于所给的最高精度WENO格式，根据一个准则判断是否需要降阶；S2，如果需要降阶，则对于降阶后的次高精度WENO格式，根据步骤S1中的同一准则判断是否需要降阶；S3，循环执行步骤S2，直到不需要降阶或者到达最低阶精度的WENO格式；然后采用相应精度的WENO格式计算该位置的数值通量，以进一步计算得到该位置对含激波的可压缩流动问题的数值模拟值。本发明可用于守恒型差分格式，并且由于预先确定所用格式，因此计算量较小。
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公开(公告)号：CN114501701A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111682315.5
申请日：2021-12-29
Applicant: 无锡恒业电热电器有限公司 , 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明涉及一种高性能便捷式防爆管道电加热器,包括若干个电热元件,所述电热元件的外部安装有隔热屏，隔热屏的端面配合安装有电极引出密封环，所述电热元件的一端穿出电极引出密封环的圆周面，并在电热元件的头部安装防爆接线盒，电热元件与电极引出密封环接触部位密封连接。本发明结构紧凑、合理，操作方便，整体减化了电加热筒体结构、改变加热元件的安装形式，可安装于用户标配流体输送管道内部，对安装尺寸需求小，现场配管简单；模块化设计，通过标准的连接密封面与所需要加热管路连接，部件少、生产周期短、成本低，有利于快速维修和更换。
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