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公开(公告)号：CN119376278B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411962752.6
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于CFD与RBD耦合的横向脉冲喷流气动控制仿真方法，涉及飞行器横向喷流气动控制技术领域，其包括：计算任意喷口开启前的初始流场；进行喷流开启过程的仿真；进行喷流工作状态的仿真；进行喷流关闭状态的仿真。本发明可以在基于CFD与RBD耦合计算方法的基础上实现任意数量与任意工作时序的横向脉冲喷流气动控制仿真，获得飞行器在横向脉冲喷流控制下的运动轨迹与任意时刻的姿态、气动力与流场数据。
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公开(公告)号：CN118654533B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411133495.5
申请日：2024-08-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空飞行器多体分离技术领域，公开了一种后置栅格舵及机弹分离投放控制方法，该后置栅格舵安装于投放物尾部并一起挂载于飞行器上，且能够在投放物脱离飞行器干扰后从投放物尾部弹射分离；所述后置栅格舵包括边框、栅格壁、支撑板和连接部件，所述栅格壁包括若干栅格，且内嵌于边框内部；所述支撑板位于边框内部中间位置，且与投放物尾部连接部对齐；所述连接部件的一端与支撑板连接，另一端与投放物的后端面连接。本发明通过在投放物尾部安装一个后置栅格舵，改善了投放物的静稳定性，使得投放物分离姿态较为稳定，可以解决投放物从飞行器分离时姿态较大的难题。
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公开(公告)号：CN118654533A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202411133495.5
申请日：2024-08-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空飞行器多体分离技术领域，公开了一种后置栅格舵及机弹分离投放控制方法，该后置栅格舵安装于投放物尾部并一起挂载于飞行器上，且能够在投放物脱离飞行器干扰后从投放物尾部弹射分离；所述后置栅格舵包括边框、栅格壁、支撑板和连接部件，所述栅格壁包括若干栅格，且内嵌于边框内部；所述支撑板位于边框内部中间位置，且与投放物尾部连接部对齐；所述连接部件的一端与支撑板连接，另一端与投放物的后端面连接。本发明通过在投放物尾部安装一个后置栅格舵，改善了投放物的静稳定性，使得投放物分离姿态较为稳定，可以解决投放物从飞行器分离时姿态较大的难题。
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公开(公告)号：CN118514868A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410586710.0
申请日：2024-05-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64F5/00 , B64D33/02 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10
Abstract: 本发明涉及飞行器设计技术领域，公开了一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，包括以下步骤：S1：生成内转式轴对称基准流场及内转式激波；S2：生成外压缩轴对称基准流场及外压缩激波；设计气动壁面；S3：设计进气道唇口型线的投影线和乘波体前缘线投影线；S4：在步骤S2生成的外压缩轴对称基准流场中生成乘波面、机翼上表面；S5：在步骤S1生成的内转式轴对称基准流场中生成内转式进气道；S6：基于生成的内转式进气道向外设计设定的厚度构成进气道整流罩；S7：设计机身上表面、底面。本发明改善了现有技术存在的一体化设计时进气道的激波捕获特性减弱、机体的乘波特性减弱等问题。
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公开(公告)号：CN118171396A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410592078.0
申请日：2024-05-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Inventor： 崔鹏程 , 李欢 , 张杰 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 陈江涛 , 赵炜 , 周桂宇 , 张培红 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 蒋安林 , 贾川 , 莫焘 , 赵辉 , 刘亮 , 吴龙 , 李龙飞
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于超声速内埋投放数值仿真的混合网格构造方法及系统，其中方法包括：预估初场特征：基于流场计算工具和定常计算方法预估飞行器内埋投放对应计算域的初场特征即初始流场特征，所述初场特征包括压力、密度和速度信息；生成结构化表面网格：基于结构网格生成飞行器表面网格；计算域分解：基于所述初场特征将计算域分解为若干区域，包括漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区；分区域生成差异化混合空间网格：针对所述漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区，分区域差异化生成飞行器空间网格。本发明减小了计算网格造成的数值误差，提高了超声速内埋投放数值仿真的计算精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119376278A
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411962752.6
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于CFD与RBD耦合的横向脉冲喷流气动控制仿真方法，涉及飞行器横向喷流气动控制技术领域，其包括：计算任意喷口开启前的初始流场；进行喷流开启过程的仿真；进行喷流工作状态的仿真；进行喷流关闭状态的仿真。本发明可以在基于CFD与RBD耦合计算方法的基础上实现任意数量与任意工作时序的横向脉冲喷流气动控制仿真，获得飞行器在横向脉冲喷流控制下的运动轨迹与任意时刻的姿态、气动力与流场数据。
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公开(公告)号：CN118171396B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410592078.0
申请日：2024-05-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Inventor： 崔鹏程 , 李欢 , 张杰 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 陈江涛 , 赵炜 , 周桂宇 , 张培红 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 蒋安林 , 贾川 , 莫焘 , 赵辉 , 刘亮 , 吴龙 , 李龙飞
IPC: G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于超声速内埋投放数值仿真的混合网格构造方法及系统，其中方法包括：预估初场特征：基于流场计算工具和定常计算方法预估飞行器内埋投放对应计算域的初场特征即初始流场特征，所述初场特征包括压力、密度和速度信息；生成结构化表面网格：基于结构网格生成飞行器表面网格；计算域分解：基于所述初场特征将计算域分解为若干区域，包括漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区；分区域生成差异化混合空间网格：针对所述漩涡干扰区、剪切层干扰区、激波干扰区和动态分离区，分区域差异化生成飞行器空间网格。本发明减小了计算网格造成的数值误差，提高了超声速内埋投放数值仿真的计算精度。
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公开(公告)号：CN119337634B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411864221.3
申请日：2024-12-18
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 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于飞行器横向喷流气动控制技术领域，公开了一种旋成体飞行器横向欠膨胀喷流高温效应姿态角有效范围的评估方法。该方法包括：定义飞行器机体坐标系及周向角，并定义飞行器速度矢量与坐标平面之间的夹角；计算热喷流的直接力/力矩分量。其中喷流的数量与其方位角被标定，并假定喷流方向垂直于x轴；对冷、热喷流状态下的气动力/力矩系数进行拟合；计算冷、热喷流状态下气动力/力矩系数拟合函数之差与喷流直接力/力矩系数拟合函数的比值；最终评估横向欠膨胀喷流高温效应下的姿态角有效范围。通过对喷流效应的精确建模和计算，能够有效评估不同飞行条件下的喷流影响，避免出现欠膨胀热喷流的高温效应失效的问题。
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公开(公告)号：CN119026525B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411507642.0
申请日：2024-10-28
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 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空航天计算流体力学技术领域，公开了一种基于代数形式的高效宽速域格式构造方法，包括：针对需计算的航空航天飞行器构型，生成仿真离散网格；将通过离散网格单元的控制方程通量分解为对流通量及粘性通量；将对流通量采用HLLE++格式进行离散，并转换为左右单元通量均值与耗散项的组合；将耗散项分解为多组向量的组合，并将每组向量分解为HLLE++格式特征根项、密度项、速度项的乘积组合；将对流通量整合为代数运算；迭代求解控制方程，获取每个离散网格单元的流场信息。本发明可解决现有HLLE++构造计算效率低、扩展性差的问题，在宽速域多体分离、机弹分离、变体飞行器数值模拟中具有较大的应用前景。
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公开(公告)号：CN119337634A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411864221.3
申请日：2024-12-18
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 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于飞行器横向喷流气动控制技术领域，公开了一种旋成体飞行器横向欠膨胀喷流高温效应姿态角有效范围的评估方法。该方法包括：定义飞行器机体坐标系及周向角，并定义飞行器速度矢量与坐标平面之间的夹角；计算热喷流的直接力/力矩分量。其中喷流的数量与其方位角被标定，并假定喷流方向垂直于x轴；对冷、热喷流状态下的气动力/力矩系数进行拟合；计算冷、热喷流状态下气动力/力矩系数拟合函数之差与喷流直接力/力矩系数拟合函数的比值；最终评估横向欠膨胀喷流高温效应下的姿态角有效范围。通过对喷流效应的精确建模和计算，能够有效评估不同飞行条件下的喷流影响，避免出现欠膨胀热喷流的高温效应失效的问题。
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