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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：CN112523267A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202110150763.4
申请日：2021-02-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明属于水下整流罩技术领域，具体涉及用于水中桩柱涡激抑制的阻尼自适应整流罩装置。其技术方案为：用于水中桩柱涡激抑制的阻尼自适应整流罩装置，包括套设在桩柱上的若干转动部，转动部外连接有整流罩主体，整流罩主体的横截面形状为水滴形；还包括连接于桩柱上的若干用于对整流罩主体进行支撑的支撑杆，所述转动部上连接有若干用于顶紧桩柱的阻尼杆。本发明提供了一种通过阻尼装置来阻止水流流速较弱时发生摆动的用于水中桩柱涡激抑制的阻尼自适应整流罩装置。
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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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公开(公告)号：CN119808661B
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202510302363.9
申请日：2025-03-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种网格文件解析方法、装置、设备及存储介质，涉及网格数据处理领域，包括：读取网格文件中的基本信息，构建存储面单元信息的结构体，通过结构体定义map函数；对网格文件中边界面的构成信息进行解析，获取边界面的目标信息，基于目标信息确定目标键值，将目标键值输入map函数；对网格文件中体单元的构成信息进行解析，获取定向排列后的体单元的各面上点的编号，基于体单元的各面上点的编号判断map函数中是否存在体单元的各面；若存在，则更新各面单元的信息，以得到各更新后面单元，基于各更新后面单元获取面上点的个数数组、面所属左右单元的数组以及构成面的点编号数组，以完成网格文件的解析。实现了对网格文件的解析。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119647357B
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510188259.1
申请日：2025-02-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种流体变量梯度计算方法、装置、设备及存储介质，涉及流体力学技术领域，包括：在对流体区域的流体力学控制方程迭代离散化时，获取当前迭代轮次区域中的非结构网格单元的体心自变量值；基于体心自变量值确定非结构网格单元之间的边界面的面心自变量值，利用单元的体积及面心自变量值确定单元的自变量梯度；利用边界面的面心位置矢量、位于边界面左右的非结构网格单元的体心自变量值、自变量梯度限制系数及自变量梯度确定边界面的新的面心自变量值；基于非结构网格单元的体积及新的面心自变量值确定目标网格自变量梯度，以利用目标网格自变量梯度确定流体区域变量分布。高效地通过隐式扩展单元梯度计算模板保持了梯度计算的紧致性。
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公开(公告)号：CN118410261A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410889269.3
申请日：2024-07-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种通量雅可比矩阵更新频率调整方法、装置、设备及介质，涉及流体计算领域，包括：在对离散方程组进行预设数量个时间步迭代的过程中，确定与目标离散方程对应的最大残差；离散方程组由隐式的时间步迭代方法对N‑S方程组进行离散得到；目标离散方程为离散方程组中包含通量雅可比矩阵和残差的第一个方程；在当前时间步对离散方程组进行迭代求解的过程中，确定与目标离散方程对应的当前残差；基于当前残差与预设残差下限和/或最大残差之间的比较结果确定当前更新频率，以确定是否对当前时间步的通量雅可比矩阵进行更新。本申请基于残差动态调整通量雅可比矩阵的更新频率，减小通量雅可比矩阵的计算量，提高方程组求解的计算效率。
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公开(公告)号：CN118070715A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410480114.4
申请日：2024-04-22
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 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及流体计算研究领域，尤其涉及一种超声速来流中横向气体喷流穿透深度的预测方法及系统。具体步骤包括：S1：建立超声速导弹无喷流模型，并采用CFD软件对模型进行定常流动计算，得到流场计算结果；S2：根据流场计算结果，进行流场数据处理，确定喷流与来流的动压比以及喷口处边界层厚度与喷口直径之比；S3：获取喷流穿透深度数据，并以喷流穿透深度数据建立坐标系，结合喷流穿透深度计算公式得到喷流穿透深度预测结果；S4：对喷流穿透深度预测结果进行校验，得到可靠的喷流穿透深度预测结果。采用本发明只需要无喷流的CFD计算结果提供边界层外流场参数，没有喷流引起的流动分离，计算量小，计算周期短，且能同时适用于冷喷流和热喷流。
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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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