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公开(公告)号：CN116384288A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310654382.9
申请日：2023-06-05
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 , G06F30/23 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本申请涉及计算流体力学中数值计算方法领域，公开了一种可压缩流动高分辨率数值模拟方法、介质及设备，包括：读取初始流场数据，得到当前时刻计算空间中各网格点的变量和通量；根据得到的变量，采用非线性插值计算半点处的左值和右值，并根据左值和右值，计算半点处的低阶通量；根据得到的通量，计算半点处的修正通量；根据低阶通量和修正通量，获取计算空间中不同方向各节点处的一阶导数，以完成空间离散；采用龙格‑库塔法将当前时刻的变量推进到下一时刻的变量，以完成时空离散；将时间推进至设定时刻结束计算，得到设定时刻的流场数据。这样可以得到合理的可压缩流动数值模拟结果，稳定捕捉相应的可压缩流动，显著提高对流动结构的分辨能力。
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公开(公告)号：CN116341421A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310576273.X
申请日：2023-05-22
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 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本申请公开了一种高超声速流场数值模拟方法、系统、电子设备及存储介质，所属的技术领域为空气动力学和数值模拟技术。所述高超声速流场数值模拟方法包括：搭建飞行器的高超声速流场数值模拟框架；获取所述高超声速流场数值模拟框架的网格微元界面；判断所述网格微元界面的流动类型是否为强激波间断面；若是，则根据所述网格微元界面的临界声速计算所述网格微元界面的界面声速；若否，则通过算术平均法计算所述网格微元界面的界面声速；根据所述界面声速确定高超声速流场的数值模拟结果。本申请能够提高高超声速流场数值模拟的精准度。
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公开(公告)号：CN116227388A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310430460.7
申请日：2023-04-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种高超流动模拟CFL数动态调整方法、系统、设备及介质，涉及流体力学和数值模拟领域，主要用于高超声速飞行器高超声速流动数值模拟过程，基于的流场压强和气体组分变化特征，通过迭代稳定性判断、线性稳定性判断、静默调控、空间差异性调整等操作，实现与高超流动模拟相匹配的区域化CFL数动态调控。该方法充分考虑了高超复杂流动特征和高超数值模拟参数计算顺序，能较为准确的捕捉由于CFL数不当带来的发散风险和计算冗余，显著增强数值模拟稳定性；实现过程相对简便，无需预估计算，计算开销小；考虑了空间差异性影响，能避免局部CFL数差异过大带来的流场非物理波动，兼顾了计算稳定性、效率和精准度。
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公开(公告)号：CN116186876A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211411619.2
申请日：2022-11-11
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 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种尖锥边界层转捩关联与预测方法、介质及设备，属于空气动力学技术领域，包括步骤：利用风洞转捩实验数据并结合影响转捩的变量之间的关系，通过曲线拟合来预测变雷诺数下的转捩结果。本发明基于物理规律和少量的风洞转捩数据，不需要高精度的压力脉动测量，就能快速预测不同雷诺数尖锥的转捩位置，满足当前高超声速飞行器设计对变雷诺数来流导致不同转捩位置结果的预测需求。
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公开(公告)号：CN115840889B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310129908.1
申请日：2023-02-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F18/213 , G06F17/11 , G06Q10/04
Abstract: 本申请公开了一种用于转捩预测的特征值的处理方法、装置、设备及介质，涉及空气动力稳定性及转捩预测技术领域，包括：获取若干组初始特征值和对应的初始特征函数；基于每组初始特征值的扰动波的目标扰动参数确定初始特征值中若干组非物理特征值以获得若干组第一特征值；基于每组第一特征值的初始特征函数的目标函数值确定第一特征值中非物理特征值以获得若干组第二特征值；基于每组第二特征值的初始特征函数与目标特征函数确定第二特征值中非物理特征值；剔除非物理特征值得到若干组参考特征值并基于参考特征值获得目标特征值以便将目标特征值用于三维边界层的转捩预测。本申请找到更多不稳定的特征值，提高解决三维稳定性问题的效率和鲁棒性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115809513B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310080909.1
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 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种强迫转捩‑俯仰震荡数值模拟方法，涉及计算流体力学领域，构建飞行器模型，在预设俯仰角度状态下进行定常试验，获取定常转捩阵面；在震荡角度范围内对飞行器模型进行俯仰震荡；对定常转捩阵面进行线性插值，计算得到N个角度状态下任意位置转捩阵面。本发明通过定常试验确定飞行器模型的定常转捩阵面，结合俯仰震荡刚性网格插值，计算得到任意时刻位置的转捩阵面，从而快速得到不同俯仰状态的转捩阵面，满足航天工程中动稳定性分析要求。
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公开(公告)号：CN116050242A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211422990.9
申请日：2022-11-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种转捩预测方法、装置、设备及介质，涉及转捩预测技术领域，该方法包括：利用预设层流流场信息训练深度神经网络以获得具有层流流场信息与间歇因子间映射关系的目标间歇因子预测模型；基于所述目标间歇因子预测模型预测目标预设层流流场信息对应的目标间歇因子，并利用所述目标间歇因子和目标湍流模型求解雷诺平均方程，以便完成转捩预测。由此可见，本申请利用具有层流流场信息与间歇因子间映射关系的目标间歇因子预测模型代替原有的转捩模型，可以直接对于间歇因子进行预测，减少转捩相关的输运方程的计算，因此降低了转捩预测过程中的计算量。
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公开(公告)号：CN115783233B
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202310087150.X
申请日：2023-02-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，涉及空气动力学技术领域，可以由外蒙皮自身形成筒状的夹层，也可以由内蒙皮和外蒙皮配合围成夹层；外蒙皮的外表面设置凹凸起伏的波纹壁面；微孔隙设置于波纹壁面，外界的气流经过微孔隙进入夹层，并沿夹层流动排到外界。物体表面附近通过波纹壁面的结构可以有效抑制第二模态波某些特定频率的增长，但会使得较低频率的波被激发；由于激波的存在，外蒙皮的外侧压力高于内侧压力，气流从高压区流向低压区，这种流动对边界层产生的修正作用可以同时作用于边界层内对速度型面变化敏感的所有模态波，从而实现对转捩过程更好的抑制作用，延迟边界层转捩这一过程的发生。
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公开(公告)号：CN114139465B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202111239727.1
申请日：2021-10-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种脱体涡模拟模型构造方法，包括以下步骤：步骤1、获取RANS模型控制方程中的湍动能破坏项，确定湍动能破坏项中的长度尺度；步骤2、对长度尺度进行修正，完成新的替代破坏项构建；步骤3、对新的替代破坏项进行网格尺度修正，完成脱体涡模拟模型的构造。本发明提出的模型构造方法，在模拟含分离的湍流流动时，能够更合理地自动区分需要使用RANS的近壁区域和需要使用LES的远离壁面区域，使对流动的解析更加精准，能够在较为苛刻的网格分辨率条件下得到最优的数值模拟结果。
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公开(公告)号：CN115859482A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202310122941.1
申请日：2023-02-16
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 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器流场稳态基本流快速计算方法，涉及计算流体动力学领域，所述方法包括：步骤1：获得飞行器流场的控制方程；步骤2：分解所述控制方程，获得所述控制方程中的非线性项和线性项；步骤3：对所述非线性项进行求解获得第一计算结果；步骤4：获得用于计算所述线性项的控制系数和滤波时间宽度，基于所述控制系数、所述滤波时间宽度和所述第一计算结果对所述控制方程进行求解获得飞行器流场稳态基本流计算结果，本方法能够快速获得飞行器的稳态流场，为进行飞行器流场的稳定性和转捩分析提供了数据基础。
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