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公开(公告)号：CN118313174A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410741398.8
申请日：2024-06-11
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 , G06F30/15 , G06F18/24 , G06F18/23213 , G06F18/231
Abstract: 本发明公开了一种悬挂物与载机分离试验的分离参数设计方法，涉及悬挂物分离领域，包括：步骤S1：针对某型悬挂物分离的案例，梳理试验中悬挂物与载机分离的主要分离参数及取值范围；步骤S2：基于悬挂物与载机分离包线设计试验分离参数组合，再根据分离参数的物理意义，对试验的分离参数进行特征化；步骤S3：基于步骤S2特征化后的分离参数，对需要试验的分离参数组合采用聚类方法分成若干个子集，然后在每一子集中随机挑选若干个分离参数组合，使得总的分离参数组合数目满足试验资源消耗要求。本发明，对分离参数的特征化过程考虑了物理含义，避免了数值较大的物理量在计算“距离”时权重过大，参数特征化方法简单，适用性强。
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公开(公告)号：CN118171398A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410608532.7
申请日：2024-05-16
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供凹腔流场计算方法及装置，其中所述凹腔流场计算方法包括：接收包含凹腔的目标模型物，以及所述目标模型物的流场参数；生成所述目标模型物的表面网格，并基于所述凹腔的凹腔位置，在所述表面网格上选取待加密区域；基于预设的加密参数，对所述待加密区域进行加密，并基于加密结果生成空间网格；根据所述空间网格与所述流场参数，通过迭代算法计算得到流场信息与所述目标模型物的气动特性信息。通过在凹腔上方的剪切层区域局部加密，仅少量增加网格数量，实现对凹腔流动剪切层区域的精准模拟，有效控制了网格总体数量，避免了全局采用结构网格局部加密整体网格量大的问题。
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公开(公告)号：CN115952253B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310248042.6
申请日：2023-03-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F16/29 , G06F16/2458 , G06F16/215
Abstract: 本申请涉及数据处理技术领域，公开了一种用于复杂地形空间数据库的空投轨迹预测方法及装置，包括：对空间数据库在投影方向进行边界规整，得到完全由第一数据格点填充的规整形状数据库；对第一数据格点进行筛选得到位于目标插值点的第一预设空间区域的第二数据格点，对第二数据格点进行筛选，得到位于目标插值点的第二预设空间区域的第三数据格点；根据第三数据格点在空间数据库中的物理参数信息对所述目标插值点的物理参数信息进行插值计算，并根据目标插值点的差值计算结果进行轨迹预测。通过边界规整的方式使得适用于非规整复杂空间数据库，同时通过格点筛选减少插值过程中的搜索和计算次数，提高轨迹预测效率。
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公开(公告)号：CN115114864A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202210340062.1
申请日：2022-04-02
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 , G06F16/21 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种基于CFD的飞行器全包线气动数据库生成方法，利用舵面组合方式对应和符号变换的方法进行攻角侧滑角负向扩展；采用本发明进行计算节约计算资源，本发明主要采用不同状态数据对应及符号变换的原理进行数据扩展，数据迭代和相互运算过程较少，带来的舍入误差小，并且不易出错，本发明基于带四个X形或十字形分布舵面控制的轴对称飞行器外形，满足该外形特点的飞行器都可以适用，本发明方法针对的对象明确，原理清晰，方便进行批量数据处理和数据库一键生成。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118821329B
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411298130.8
申请日：2024-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了基于伴随梯度的变形网格质量优化方法，涉及网格变形优化设计技术领域。方法包括：对目标物体进行网格划分形成粘性网格，经过网格变形后获取第一变形网格；第一变形网格不满足后续使用需求时，对目标物体重新进行网格划分形成非粘性网格；基于所述非粘性网格构造网格变形质量优化目标函数；推导所述优化目标函数相对设计变量的伴随梯度；根据所述优化目标函数和伴随梯度得到网格单元刚度的最优解；将优化刚度值插值到所述粘性网格中，求解粘性网格系统的刚度方程，获得基于优化刚度的网格节点分布，重新生成第一变形网格。本发明可以实现网格质量的提升，解决由于网格变形后的单元质量过低导致的计算结果失真或计算过程终止问题。
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公开(公告)号：CN118004419B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410422075.2
申请日：2024-04-09
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 , 莫焘 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 周桂宇 , 张培红 , 陈江涛 , 赵炜 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 张杰 , 赵辉 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 贾川
Abstract: 本发明公开了一种适用于多弹种安全分离的隔断式内埋弹舱，包括内埋弹舱本体，在装载小型弹类飞行器时，通过可拆卸的隔板将内埋弹舱本体横向隔断为前舱和后舱用于分别装载小型弹类飞行器；在装载大型弹类飞行器时，将隔板拆除。本发明提出一种新的基于嵌入式可装卸隔断的内埋弹舱，投放小弹时在弹舱中部安装隔板，通过流动控制实现小弹的安全分离；需投放大弹时无需安装隔板，保持原弹舱构型，不影响大弹的安全分离。本发明可以实现内埋弹舱大弹和小弹的安全分离兼容性。
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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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公开(公告)号：CN118144995A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410580294.3
申请日：2024-05-11
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 , 贾洪印 , 吴晓军 , 章超 , 陈江涛 , 赵炜 , 张培红 , 周桂宇 , 蒋安林 , 余婧 , 刘深深 , 陈兵 , 罗磊 , 张杰 , 杨悦悦 , 陈洪杨 , 莫焘 , 贾川 , 刘亮 , 赵辉
IPC: B64D1/06
Abstract: 本发明公开了一种基于嵌入式前缘直板的内埋弹舱及投放控制方法，其中内埋弹舱包括：前缘直板、弹舱舱门、连接杆、弹舱本体以及安装槽，所述前缘直板通过安装槽嵌入于飞行器的弹舱本体内部前缘位置，并通过连接杆与弹舱舱门联动，且能够随弹舱舱门的开启而运动至弹舱本体外部前缘位置。当飞行器无需投弹时，弹舱舱门关闭，前缘直板嵌入在弹舱本体内部，不影响飞行器正常飞行；当需要打开弹舱舱门投放导弹时，前缘直板随弹舱舱门运动至弹舱外部，抬升内埋弹舱的剪切层流动，减小内埋弹舱后缘底部的压强并使导弹下方呈现低压状态，从而使导弹从内埋弹舱投放分离时呈现低头姿态。本发明可以解决导弹从内埋弹舱投放分离时抬头姿态较大的难题。
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公开(公告)号：CN114707241A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210335434.1
申请日：2022-03-31
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 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明适用于飞行器的阻力修正方法领域，尤其涉及一种考虑可重复使用飞行器防热瓦间隙的阻力修正方法，包括以下步骤，先基于理论计算得到不同攻角下，防热瓦间隙产生的阻力增量ΔCD；再通过CFD计算得到无防热瓦间隙时阻力系数CD0；再将ΔCD与CD0相加得到修正后的考虑防热瓦间隙影响的飞行器全机阻力系数CD；本方法在可以获得防热瓦间隙流动对飞行器全机阻力的影响，且相比于现有基于风洞试验和数值模拟手段的防热瓦间隙影响阻力修正方法，本方法需要的试验数据少，可以大大节省成本和缩短周期。
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