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公开(公告)号：CN113792432B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202111078887.2
申请日：2021-09-15
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/12 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了基于改进型FVM‑LBFS方法的流场计算方法，属飞行器气动计算领域。该方法将传统有限体积方法与LBM方法相结合，采用有限体积法对宏观N‑S控制方程进行空间离散，利用一维可压缩格子Boltzmann模型的局部解重构单元界面的无粘通量，计算过程简单高效。改进型FVM‑LBFS方法将采用新提出的压力和温度同时控制的改进型开关控制函数实现了对现有LBFS方法中无粘通量数值粘性的精确控制，并引入网格单元长细比修正系数拓展非均匀网格适用范围。通过一系列的数值模拟算例验证与分析，改进型FVM‑LBFS方法在高超声速流动数值模拟中可以同时稳定捕捉复杂强激波流动和准确预测气动热参数。
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公开(公告)号：CN117246501A
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202311069527.5
申请日：2023-08-24
IPC分类号： B64C3/40
摘要： 一种变体机翼柔性结构，涉及变体飞行器结构技术领域。蒙皮采用新型柔性波纹结构，相比传统飞行器，可变后掠角机翼则可以解决高低速性能要求的矛盾，改善飞行器的气动特性，降低飞行器的飞行能耗，实现多种任务需求。相比于现有的变后掠式飞行器，本发明将机翼分为柔性区和刚性区，变形区域蒙皮采用新型柔性波纹结构，可实现变形区域连续，最终机翼能实现30°～60°的大尺度后掠角变形。
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公开(公告)号：CN114021499A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111303732.4
申请日：2021-11-05
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了基于FVM‑TLBFS方法的飞行器热防护结构热传导计算方法，首次将FVM‑TLBFS方法拓展应用至二维、三维结构热传导计算。针对热防护结构的传热与热应力/应变特性问题，利用现有的高效LBE模型，将其推广到结构热传导计算中，成功构造了二维、三维TLBFS通量求解器，用以求解结构热传导方程数值通量，并进行相应的数值算例验证。该方法求解结构热传导简单高效，能适用于复杂几何外形的结构热传导计算。同时，可将传统的基于有限体积法的一阶传热精度提高至二阶精度，为流场与结构传热一体化计算方法的建立提供方法支持。
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公开(公告)号：CN113792432A
公开(公告)日：2021-12-14
申请号：CN202111078887.2
申请日：2021-09-15
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/12 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了基于改进型FVM‑LBFS方法的流场计算方法，属飞行器气动计算领域。该方法将传统有限体积方法与LBM方法相结合，采用有限体积法对宏观N‑S控制方程进行空间离散，利用一维可压缩格子Boltzmann模型的局部解重构单元界面的无粘通量，计算过程简单高效。改进型FVM‑LBFS方法将采用新提出的压力和温度同时控制的改进型开关控制函数实现了对现有LBFS方法中无粘通量数值粘性的精确控制，并引入网格单元长细比修正系数拓展非均匀网格适用范围。通过一系列的数值模拟算例验证与分析，改进型FVM‑LBFS方法在高超声速流动数值模拟中可以同时稳定捕捉复杂强激波流动和准确预测气动热参数。
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公开(公告)号：CN115158657A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210924949.5
申请日：2022-08-03
摘要： 本发明提供了基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却设计方法，适用于高超声速飞行器中气动热问题严峻的前缘区域，涉及一种基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却技术，通过加支流管道与增加管道壁面弧形凹陷的组合方案实现冷却剂分流和增大管道壁面粗糙度从而强化传热。本发明通过一种基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却技术，实现在有限冷源情况下提高主动对流冷却技术的冷却工质的传热能力，增强主动冷却技术的降热效果。
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公开(公告)号：CN114228992A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111303799.8
申请日：2021-11-05
摘要： 本发明公开了一种基于“蚁群”作战概念的模块化组合涵道风扇无人机，“蚁群”作战概念是基于“蜂群”作战的一种创新延伸，该无人机具备功能模块化的特征，如同“蚁群”的分工协作，单元体具备不同功能，组合体可以集成这些功能，协同作战。飞行器单元为正多边形结构，每个侧面都具有自主对接机构；对接机构包含两个功能：1)实现两个单元的对接与锁紧；2)实现单元体之间的相对旋转运动；组合体飞行器包含推力单元与升力单元，升力单元水平对接，两侧单元体通过对接机构旋转转换为水平推力单元，航程和载荷大大增加。该“蚁群”无人机平台兼具单体作战，“蚁群”协作，“蜂群”攻击，战场隐蔽等战术特点，大大丰富了“蜂群”协同作战的内涵。
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公开(公告)号：CN114021499B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202111303732.4
申请日：2021-11-05
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了基于FVM‑TLBFS方法的飞行器热防护结构热传导计算方法，首次将FVM‑TLBFS方法拓展应用至二维、三维结构热传导计算。针对热防护结构的传热与热应力/应变特性问题，利用现有的高效LBE模型，将其推广到结构热传导计算中，成功构造了二维、三维TLBFS通量求解器，用以求解结构热传导方程数值通量，并进行相应的数值算例验证。该方法求解结构热传导简单高效，能适用于复杂几何外形的结构热传导计算。同时，可将传统的基于有限体积法的一阶传热精度提高至二阶精度，为流场与结构传热一体化计算方法的建立提供方法支持。
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公开(公告)号：CN115258130A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210924988.5
申请日：2022-08-03
摘要： 基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构，属于减阻降热技术领域。在飞机钝化前缘位置排布喷口，实施逆向喷流。喷口以矩阵形式相对于飞机钝化前缘中心线上下对称排布。飞机钝化前缘内设有对流冷却回路、气体喷流回路和内部支撑空间；对流冷却回路分别开设于钝化前缘的上、下表面，对流冷却回路靠近喷口一端的流道横截面呈现阶梯状，对流冷却回路中通过泵循环冷却介质；气体喷流回路一端连接喷口，另一端连接内部喷流装置，内部喷流装置喷出的气体经过气体喷流回路从喷口喷出，气体喷流回路分别位于中心线上下两侧，且从内部喷流装置到喷口逐渐向中心线倾斜。本发明实现降低各类飞行器钝化前缘区域因激波‑激波干扰而导致的强加热热流。
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公开(公告)号：CN117494321A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311578944.2
申请日：2023-11-24
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/14 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
摘要： 本发明适用于航空、航天飞行器中局部激波干扰严重的高热流密度区域，涉及一种基于等离子体逆向射流的高超声速进气道唇缘降热设计方法，包括由单排气体喷口构成的进气道唇缘模型，其中内部设有等离子体激励器与喷流管道，通过电容放电加热腔内气体使气体从喷口高速喷出，形成控制前端流场的等离子体逆向射流，通过构建唯象能量源项模型对等离子体射流减阻效果进行了数值模拟验证。本发明通过基于等离子体逆向射流的高超声速进气道唇缘降热设计方法，实现逆向等离子体射流改变激波干扰结构，从而降低飞行器进气道唇缘因IV型激波干扰产生的局部超高压力与热流。
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公开(公告)号：CN115929471A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310195699.0
申请日：2023-03-03
摘要： 一种带有平移联动式流量调节变几何装置的组合动力进气道及其工作方法，宽速域进气道流量调节范围较大，本发明在结合改变捕获和增大喉道通流能力两个进气道稳定工作变几何思路下，提出了一种平移唇口及喉道的联动流量调节变几何装置。所述变几何装置由平移唇口、平移喉道及四连杆连接装置组成，可以通过单自由度调节协同控制进气道实际捕获流量及喉道压缩量大小，达到进气道性能多维度最优。所述变几何装置在运动的过程中具备两种工作状态：1)四连杆机构后移，进气道实际捕获流量减小，进气道冲压喉道高度增大，涡轮喉道高度减小；2)当四连杆机构到达某位置后继续后移，进气道实际捕获流量减小，进气道冲压喉道高度减小，涡轮喉道高度增大。
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