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公开(公告)号：CN118228637A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410447405.3
申请日：2024-04-15
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06Q10/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种高超声速层和湍流边界层通用的摩阻热流快速预测方法，属于流体力学技术领域。解决了现有技术中的无法快速及准确的预测高超声速湍流和层流边界层壁面摩阻和热流的问题。在高超声速湍流边界层的数值模拟中，本发明所提出的壁模型方法能够有效考虑壁面的冷却效应，壁面热流和摩阻的预测精度相比现有壁模型显著提高，因此可以显著放宽壁面法向第一层网格的高度，大幅度提高了数值模拟效率。另外，本发明的壁模型能够用于高超声速湍流边界层数值模拟中热流和摩阻的快速准确计算，还能用于高超声速层流边界层，便于植入CFD程序，当流场中即有湍流边界层又有层流边界层时也能够使用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116542116B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310825652.8
申请日：2023-07-07
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明属于计算流体动力学领域，公开了一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，包括：根据高超声速飞行器的实际结构，绘制用于壁面气态发汗冷却数值模拟的网格；其中，在发汗冷却区域的壁面处，无需建立微孔内的网格，按照正常壁面的网格划分要求建立网格；采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，对发汗冷却区域的壁面施加边界条件；采用有限差分的流体数值模拟程序进行迭代求解，得到高超声速飞行器壁面全流场的物理量分布情况。该方法可以避免对孔内流动的详细模拟，大幅降低网格生成难度与计算量，可直接运用于实际外形的高超声速飞行器的全流场数值模拟，为发汗冷却的工程设计提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN112758309A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110109243.9
申请日：2021-01-27
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64C21/04
Abstract: 本发明属于飞行器设计领域，特别涉及一种可用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法，包括在所述飞行器的迎风面上设置狭缝，然后通过所述狭缝向壁面边界层内平行吹气。本发明针对高超声速飞行器提出了新的狭缝平行吹气减阻技术的应用方案，不仅实现了利用狭缝吹气技术降低高超声速飞行器表面摩擦阻力，同时又不改变高超声速飞行器的力矩特性。不同于逆向喷流和安装激波杆等针对激波阻力的减阻方式，本发明的主要实现途径是采用狭缝平行吹气的方式降低高超声速飞行器表面的摩擦阻力，从而达到降低飞行器总阻力的目的。
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公开(公告)号：CN118228637B
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410447405.3
申请日：2024-04-15
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06Q10/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种高超声速层和湍流边界层通用的摩阻热流快速预测方法，属于流体力学技术领域。解决了现有技术中的无法快速及准确的预测高超声速湍流和层流边界层壁面摩阻和热流的问题。在高超声速湍流边界层的数值模拟中，本发明所提出的壁模型方法能够有效考虑壁面的冷却效应，壁面热流和摩阻的预测精度相比现有壁模型显著提高，因此可以显著放宽壁面法向第一层网格的高度，大幅度提高了数值模拟效率。另外，本发明的壁模型能够用于高超声速湍流边界层数值模拟中热流和摩阻的快速准确计算，还能用于高超声速层流边界层，便于植入CFD程序，当流场中即有湍流边界层又有层流边界层时也能够使用。
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公开(公告)号：CN113928536A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111303954.6
申请日：2021-11-05
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及飞行器设计技术领域，提供了一种降低高超声速飞行器红外辐射信号强度的方法，该方法包括：在流向长度为3‑10m的高超声速飞行器距前缘2m至中部的位置，加一个带有后向喷气口的台阶高度为10‑30mm的台阶；在后向喷气口高超声速飞行器气动加热达到温度阈值且需要红外隐身的飞行时段，由后向喷气口向后向喷气口高超声速飞行器的壁面边界层内喷气，以降低后向喷气口高超声速飞行器红外辐射强度。本发明的方法有效降低飞行器整体红外辐射强度，达到隐身目的；喷气温度采用常温，取材方便廉价，台阶下游喷气作用范围内，壁面的摩擦阻力降低，对高超声速飞行器整体起到一定的减阻作用。
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公开(公告)号：CN116542116A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310825652.8
申请日：2023-07-07
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明属于计算流体动力学领域，公开了一种考虑微孔气态发汗的高超声速飞行器全流场数值模拟方法，包括：根据高超声速飞行器的实际结构，绘制用于壁面气态发汗冷却数值模拟的网格；其中，在发汗冷却区域的壁面处，无需建立微孔内的网格，按照正常壁面的网格划分要求建立网格；采用壁面吹气边界条件模拟壁面微孔气态发汗效应，建立边界条件模型，对发汗冷却区域的壁面施加边界条件；采用有限差分的流体数值模拟程序进行迭代求解，得到高超声速飞行器壁面全流场的物理量分布情况。该方法可以避免对孔内流动的详细模拟，大幅降低网格生成难度与计算量，可直接运用于实际外形的高超声速飞行器的全流场数值模拟，为发汗冷却的工程设计提供技术支撑。
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