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公开(公告)号：CN113591417B
公开(公告)日：2023-02-24
申请号：CN202110916423.8
申请日：2021-08-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28
Abstract: 本发明公开了一种应用于高精度间断迦辽金流体仿真的粘性项处理方法，用于解决迦辽金方法在计算Navier‑Stokes方程时出现的计算精度低于理论精度的问题，从而精确捕捉流场中用于工程应用的升力、阻力、速度、密度和压力等信息。包括如下步骤：对空间进行剖分得到计算网格，采用高精度间断迦辽金框架对Navier‑Stokes方程进行处理，得到半离散形式的控制方程；定义新的提升算子，采用新的提升算子计算粘性通量，积分后获得粘性项的计算结果；采用迭代方式进行方程的求解计算，获得仿真结果。本发明在节省计算量的同时，有效保持了高阶格式的计算精度，计算精度高于理论精度。
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公开(公告)号：CN114036651B
公开(公告)日：2022-03-25
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：CN113609600B
公开(公告)日：2021-12-14
申请号：CN202111180934.4
申请日：2021-10-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，可以同时考虑飞行器多体分离过程中的多个因素的影响，分离相容性评估的度量与表征方法依靠代理模型来实现，基于数值仿真获得的有限数量的飞行器多体分离过程运动轨迹数据，提出了从采样设计、样本构建、模型建立、敏感性研究、反问题求解验证全流程的分析方法，实现了航空航天领域多体分离问题分析中多变量影响趋势的快速度量，同时可根据分离后飞行器姿态要求反推获得最佳可行的分离条件，利用本发明提出的多体分离相容性度量与表征方法开展多体分离问题安全性研究，可以有效解决多个因素对多体分离影响研究的计算量大、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN113609600A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202111180934.4
申请日：2021-10-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，可以同时考虑飞行器多体分离过程中的多个因素的影响，分离相容性评估的度量与表征方法依靠代理模型来实现，基于数值仿真获得的有限数量的飞行器多体分离过程运动轨迹数据，提出了从采样设计、样本构建、模型建立、敏感性研究、反问题求解验证全流程的分析方法，实现了航空航天领域多体分离问题分析中多变量影响趋势的快速度量，同时可根据分离后飞行器姿态要求反推获得最佳可行的分离条件，利用本发明提出的多体分离相容性度量与表征方法开展多体分离问题安全性研究，可以有效解决多个因素对多体分离影响研究的计算量大、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN113239473A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110781547.X
申请日：2021-07-12
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 , G06F113/08 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法及飞行器，包括步骤：步骤一，根据给定的约束条件确定飞行器的上下表面轮廓线，先设计上轮廓线，上下表面轮廓线关于x轴对称；步骤二，根据飞行器设计的长度，宽度和头部球面切角确定左右宽度轮廓线，先设计左轮廓线，左右轮廓线关于x轴完全对称；步骤三，设计底部截面曲线；步骤四，设计底部截面曲线完成后，设计截面曲线；步骤五，设计截面曲线后，设计截面曲面；步骤六，设计头部曲面；步骤七，将步骤五、步骤六得到的曲面分别关于y轴、z轴对称，至此完成了x截面处曲线设计，生成该飞行器外形等；本发明利于对复合材料的性能预测方法进行考核及改进等。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112699498A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202110305132.5
申请日：2021-03-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及计算流体力学领域，公开了一种基于归一化物理量间断特征的喷流模拟激波快速判别方法，该方法采用物理量周围单元的平均物理量对网格单元物理量进行归一化缩放，消除了喷流周围物理量和流场物理量量级差异带来的梯度计算误差，通过间断因子和激波判别指标的引入，建立了物理量间断分布特征的量化表征，实现了含有喷流流场的激波判别。本发明提出的方法避免了传统方法梯度求解，仅依赖局部相邻区域的流场变量；该方法降低了激波判别算法的计算和存储开销，同时防止了喷流出口处大梯度区域的激波误判，为喷流入射高速流动复杂流场提供了一种新的快速激波判别方法。
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公开(公告)号：CN108153984B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201711445276.0
申请日：2017-12-27
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
Abstract: 本发明公开了一种基于流场密度阶跃的高精度间断迦辽金人工粘性激波捕捉方法，通过建立DG高精度框架，控制方程采用Euler方程，计算区域采用非结构网格进行剖分，方程的对流项采用高阶HLLC格式离散求解，同时在主控方程的基础上添加人工粘性项，在保证鲁棒性、计算精度的基础上捕捉激波，人工粘性项的添加基于网格单元面上的阶跃，无需激波探测技术，采用归一化的方式保证量纲一致并将阶跃量划归到网格单元内；本发明选择密度作为阶跃变量来构造人工粘性，不需要额外的激波探测等过程，构造算法所需的变量少，计算过程得到简化，相比之前的激波捕捉方法，该方法的的激波捕捉效率得到提高，有效捕捉激波所需的迭代步数明显减少，所用的CPU时间明显减少。
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公开(公告)号：CN112559351A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011492023.0
申请日：2020-12-16
Applicant: 中船重工奥蓝托无锡软件技术有限公司 , 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CFD软件验证与确认数据库平台，包括展示层、应用层、服务支撑层和资源层；所述展示层面向不同用户展示信息，并提供各项业务功能的快速入口；所述应用层为所述数据库平台提供各项具体功能，并通过集成接口，实现与外部系统的数据传输；所述服务支撑层主要提供基础性的功能组件或工具，分为服务器端组件和客户端插件；所述服务器端组件提供平台事务处理、数据接口、数据缓存、工作流引擎、报告生成和检索引擎；所述客户端组件主要包括数据建模工具、数据展现工具、数据导入工具、流程建模工具、数据处理分析工具；所述资源层提供支撑所述数据库平台运行的软硬件平台。本发明中的数据库平台为CFD软件验证与确认提供了专用数据库。
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公开(公告)号：CN112528420A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011558034.4
申请日：2020-12-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了提供一种用于喷流时序控制模拟的动态边界条件切换方法，该方法通过引入发动机喉道过渡流动参数，将动态边界条件切换的内迭代过程整体分成三个典型阶段，在单一物理时间步内实现动态边界条件切换过程喷管吼道流动参数平缓过渡，解决动态边界条件切换导致喷流时序控制模拟鲁棒性和计算效率难以平衡的问题。该方法可以实现任意时刻多个喷管喷流边界条件和固壁边界条件相互动态切换，该方法在单一时间步内实现了边界条件切换过程喷管吼道压强平缓过渡，减少了边界条件切换过程非定常数值模拟的真实时间步数，提高了数值模拟的效率，同时数值模拟的鲁棒性得到了保证。
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公开(公告)号：CN112016164A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010937812.4
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
IPC: G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设计方法，利用成熟轴对称助推飞行器作为飞行试验平台，将其轴对称头锥区域外形进行局部替换重新设计，而飞行试验平台的结构、控制、动力等硬件系统均与原飞行器保持一致；替换的局部头锥外形为沿纵向体轴轮换对称构型，从头部到尾部分为四段。第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型，其中第一段球头锥构型用于相关材料考核飞行试验，第三段为相关流动研究测量试验段，第二段、第四段为相应的过渡连接段。该航天模型飞行试验充分利用现有成熟技术，可极大地节约设计成本，缩短设计周期。
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