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公开(公告)号：CN117973252A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311842364.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/22 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种可判别碰撞的高效非结构重叠网格自动装配方法及系统，包括：获取部件网格在子进程上的当地分区网格信息；利用射线法挖去背景笛卡尔网格上的洞内点；确定重叠网格区域；利用二叉树搜索技术，查找一套网格位于重叠区域上的网格点在其他网格上的贡献单元或点；标记网格点的属性，网格点的属性包括洞内点、受体点和计算点；对于静态重叠网格和动态重叠网格两种情况，判定部件之间是否发生碰撞；根据不同网格单元的参数坐标，利用牛顿迭代法，获得插值权重，并将贡献单元或点上的流场解插值到受体点，完成高效非结构重叠网格自动装配。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中非结构重叠网格处理效率低及容易发生误判碰撞的技术问题。
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公开(公告)号：CN110057537A
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201910292074.X
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及飞行器气动性能技术领域，公开了一种飞行器气动性能影响预测方法。该方法包括：确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。由此，解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。
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公开(公告)号：CN119939755A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411783071.3
申请日：2024-12-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F111/04 , G06F113/28
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器热环境计算方法，分别计算发动机尾喷管未伸长、伸长到最大位置两个状态的尾舱底部辐射平衡温度，取出最大值，取基准温度、辐射平衡温度最大值及两者之间的若干个温度值作为底部热壁热流计算的热壁温度数据集。通过两个状态尾舱底部热壁热流对时间、尾舱底部实际温度的插值，获得尾喷管伸长过程中的热壁热流值，从而在尾舱传热计算时将尾喷管伸长对尾舱底部热环境的影响考虑在内。将气动热、尾喷管内壁温的典型时刻及尾舱底部热壁热流的热壁温度值合并为特征点数据集，实现三种不同边界条件的预先处理，使得传热计算时通过一个插值函数即获得三种不同边界条件的实时数值，降低了边界条件处理复杂程度，提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN117974935A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311840889.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种多zone非结构cgns网格合并方法，包括：网格读入：读入多zone非结构cgns网格，获得网格数据；快速合并点集：将所有zone的点集合并至新网格的点集，新点集不包含重合点；合并面单元：将所有zone非对接面面单元集合进行合并，获得合并的新的面单元集合，新的面单元集不包含各个zone对接面面单元；合并体单元：将所有zone体单元集合进行合并，获得合并的新的体单元集合；合并边界条件；生成单zone非结构cgns网格。该技术方案主要通过将多zone网格合并为单zone网格，合并效率高，单zone网格便于任意核数分区、提高了并行模拟或计算的效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110057537B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN201910292074.X
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及飞行器气动性能技术领域，公开了一种飞行器气动性能影响预测方法。该方法包括：确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。由此，解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。
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公开(公告)号：CN119918443A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411827322.3
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种高马赫数边界层的转捩位置预测方法，包括：S1：针对高马赫数来流，采用计算流体力学方法计算层流基本流场；S2：基于步骤S1计算得到的高马赫数层流基本流场，使用线性稳定性分析方法对高马赫数边界层的转捩发展过程进行预测，得到不同来流马赫数下边界层转捩起始位置；S3：基于步骤S2得到的转捩起始位置，根据来流马赫数对γ‑Reθ转捩模型中转捩动量厚度雷诺数进行修正；基于修正后的转捩动量厚度雷诺数构建高马赫数修正后的γ‑Reθ转捩模型；S4：根据高马赫数修正后的γ‑Reθ转捩模型预测高马赫数条件下的边界层转捩位置。应用本发明的技术方案，能够解决原始γ‑Reθ转捩模型中的经验关系式为低速平板标定，无法适用于高马赫数边界层转捩预测的技术问题。
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公开(公告)号：CN119670628A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411827187.2
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F17/13 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种非定常流动和机构运动耦合仿真方法，该方法包括：采用融合嵌套网格的CFD方法进行非定常流动计算，通过积分固体壁面压力和摩擦力获得飞行器各个分离部件的气动力，以气动力、重力以及其它主动力作为系统分离的驱动；进行多体系统运动计算，求解系统多体动力学微分‑代数方程，获得各分离部件的转动时间特征；基于CFD流场信息，提取关键流动结构的空间尺度以及当地信息传播速度，获得主导气动性能关键流动结构的非定常流动时间特征；根据转动时间特征和非定常流动时间特征确定时间步长，进入下一步流场推进和机构运动推进。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术无法满足复杂机构分离方案高精度模拟的技术问题。
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公开(公告)号：CN110082056A
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201910292070.1
申请日：2019-04-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种进气道自起动临界点的数值预测方法。其中，该方法包括：对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围；基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。由此，可以预测飞行器爬升过程中进气道从不起动状态到起动状态变化的临界点，以解决目前无法通过地面试验直接获得进气道自起动临界点这一关键难题。
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公开(公告)号：CN119940182A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411827500.2
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种基于线性稳定性分析的高焓边界层转捩预测方法，该基于线性稳定性分析的高焓边界层转捩预测方法包括：S1，基于飞行器来流数据计算基本流，获得基本流数据；S2，以飞行器外形作为基准生成正交化的转捩计算网格，将基本流数据插值至转捩计算网格；S3，使用插值后正交转捩计算网格上的基本流数据，采用线性稳定性分析方法计算飞行器高焓边界层内小扰动不稳定波的空间增长率；S4，根据计算得到的小扰动不稳定波的空间增长率沿流向积分得到不同流向位置的N值包络，进而判断高焓边界层转捩的起始位置。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中的转捩预测方法无法适用于高焓边界层的转捩预测的技术问题。
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