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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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公开(公告)号：CN114462257B
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202210371898.8
申请日：2022-04-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G16C60/00 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种航空飞机起落架舱流动振荡控制方法，包括建立起落架舱的数值模型，在所述数值模型中将起落架舱的舱底设置为多孔材料；确定边界条件；将所述边界条件代入数值模型中，求解舱底的多孔壁面流动；基于舱底的多孔壁面流动数据，计算辐射噪声幅值；评估噪声水平，基于噪声水平调控多孔壁面参数。本发明提供一种航空飞机起落架舱流动振荡控制方法，以解决现有技术中对起落架舱的噪声控制技术存在改变构型、破坏气动性能、能耗巨大、无法响应动态特性等问题，实现在维持起落架舱构型不变的前提下，尽可能简单的改善腔内流动环境、抑制辐射噪声的目的。
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公开(公告)号：CN115470734A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211418012.7
申请日：2022-11-14
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 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种热气动弹性问题的处理方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取飞行器模型；根据飞行器模型，生成与飞行器模型对应的目标笛卡尔网格；根据预先设定的气动信息和目标笛卡尔网格，确定当前时刻的流场的流动状态；根据流场的流动状态，确定飞行器模型的结构应力分布信息；根据结构应力分布信息，确定结构位移场；根据结构应力分布信息和结构位移场，确定壁面温度分布信息，以对壁面边界条件进行修正；根据结构位移场和修正后的壁面参数，对目标笛卡尔网格进行更新，以使外流场和飞行器模型的结构上的不同类型网格之间进行数据传递，可以提高自动化程度和鲁棒性。
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公开(公告)号：CN115357849A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202211300472.X
申请日：2022-10-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/15 , G06F16/901 , G06F16/903
Abstract: 本申请公开了笛卡尔网格下的壁面距离的计算方法及装置，通过获取物面几何文件；根据物面几何文件的物面三角形顶点信息，确定基于嵌套包围盒概念的数据索引结构；确定目标笛卡尔网格点；根据基于嵌套包围盒概念的数据索引结构和目标笛卡尔网格点。通过优化基于嵌套包围盒概念的数据索引结构的最近邻搜索算法中距物面较远数据点回溯过程，实现最小距离对应的三角形的快速定位，确定目标笛卡尔网格点到物面几何文件的最小距离的点对应的空间三角形，精确高效地计算目标笛卡尔网格中心到定位的三角形之间的最小距离；将最小距离确定为壁面距离。
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公开(公告)号：CN114558778B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210462793.3
申请日：2022-04-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种微米级粉体物料可控分级气流筛及筛分方法，所述气流筛包括高压气源、输气管道、自动调风阀、筛分室、超薄样品台、出料管道、粉体物料收集箱、主控系统和样品台振动器；所述筛分室的一端面设有喷气口，并由喷气口经输气管道与高压气源连通；所述输气管道上设置自动调风阀，所述自动调风阀经主控系统控制；所述筛分室的另一端面经出料管道连接粉体物料收集箱；所述粉体物料收集箱上设有卸料口；所述筛分室内部设有超薄样品台，并在对应超薄样品台的侧面设有加料口；所述样品台振动器与筛分室连接。本发明能够避免采用网孔筛导致易堵塞、易损耗、难维护的问题，大大提高了粉体物料分级筛选的效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114476029A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210360186.6
申请日：2022-04-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种表面结构及贴附有该表面结构的高超声速飞行器，该表面结构包括基板和烧蚀材料，基板的一面贴附于高超声速飞行器，另一面设有填充烧蚀材料的微腔。本发明通过在基板上设置用于填充烧蚀材料的微腔，并在相邻两个微腔之间的基板台设置用于生成第二模态波的反射波以及低速回流的凸起部，用以对高超声速飞行器进行高超声速飞行时产生的第二模态波的入射波进行抵消，同时传导第二模态波产生的能量，以及在烧蚀材料进行烧蚀时对第二模态波产生的热量进行吸收，能够实现高超声速飞行器表面结构的延迟转捩，提高高超声速飞行器防热、降热和减阻的能力。
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公开(公告)号：CN114462257A
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202210371898.8
申请日：2022-04-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G16C60/00 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种航空飞机起落架舱流动振荡控制方法，包括建立起落架舱的数值模型，在所述数值模型中将起落架舱的舱底设置为多孔材料；确定边界条件；将所述边界条件代入数值模型中，求解舱底的多孔壁面流动；基于舱底的多孔壁面流动数据，计算辐射噪声幅值；评估噪声水平，基于噪声水平调控多孔壁面参数。本发明提供一种航空飞机起落架舱流动振荡控制方法，以解决现有技术中对起落架舱的噪声控制技术存在改变构型、破坏气动性能、能耗巨大、无法响应动态特性等问题，实现在维持起落架舱构型不变的前提下，尽可能简单的改善腔内流动环境、抑制辐射噪声的目的。
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公开(公告)号：CN113886978B
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111498256.6
申请日：2021-12-09
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 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法及外形，包括步骤：S1，设计飞行器头部区域轮廓线；S2，设计飞行器表面平板区域轮廓线；S3，设计飞行器凹曲面结构；S4，将步骤S3设计的凹曲面结构进行曲面导圆角处理，得到飞行器结构外形；本发明提供了一种新的具备面对称凹曲面特征的飞行试验标模气动布局设计方法及基于该气动布局设计方法生成的外形，可以为边界层转捩研究提供一种可选的标模方案。
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公开(公告)号：CN113639955B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111201334.1
申请日：2021-10-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明涉及凹面板边界层扰动测量技术领域，公开了一种用于测量凹面板边界层扰动的装置，本装置包括：凹平面实验模型，所述凹平面实验模型用于实现凹面边界层扰动演化以及用于使射入的平行光发生偏折发散；补偿部，所述补偿部设置在所述凹平面实验模型的背面，用于修正经过前方凹平面实验模型后发生偏折发散后的平行光的光路；密封部，所述密封部位于所述补偿部的后方，且与所述补偿部密封连接，所述密封部用于遮挡补偿部的后方的流场，保证所述补偿部后方没有气流通过。本发明提供的装置可以将传统的纹影系统用于测量高超声速凹面边界层扰动的空间演化，配合高分辨率和高采样频率相机有利于研究边界层内扰动演化的物理规律。
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公开(公告)号：CN113158347A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110531285.1
申请日：2021-05-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，所述方法包括：步骤1，基于物面几何和来流攻角，给出来流方向与物面的相对角分布；步骤2，通过相对角分布判断流向涡位置。本发明无需经过物体扰流计算即可快速确定流向涡位置，从而大大节省了计算资源和时间，具体可在至少如下三方面得到应用：（1）飞行器设计中，快速估计流向涡位置及随工况的变化规律；（2）边界层转捩计算中，通过预先判断的流向涡位置，合理安排网格分布，以达到精确求解流场演化的目的；（3）检验/验证流场扰流计算结果的合理性。
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