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公开(公告)号：CN116305555A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310213407.1
申请日：2023-03-01
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/08
摘要： 本申请提出一种自适应乘波体设计方法。针对宽速域范围(Ma6～Ma25)高超声速乘波体设计，根据不同速域适用的气体模型不同的特点，选择恰当的气体模型开展乘波体设计。针对气体模型适用性模糊的中速域(Ma10‑15左右)，分别生成基于完全气体模型及真实气体模型的乘波体，采用适应钝头体计算的多组分非平衡PNS快速计算方法进行升阻比性能评估，择优确定最终乘波体外形。由此可以根据速域范围自适应选择恰当的基准流场气体模型，使基准流场在各速域更接近乘波体真实流场环境，相较单一完全气体模型这种方法理论上能够获得性能更优的乘波体。
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公开(公告)号：CN112555170B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202011466806.1
申请日：2020-12-14
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明提出了一种旋成体激光吊舱的离心压气机排气系统，包括：离心叶轮和扩压器，密封安装在旋成体激光吊舱的尾气回收室上，所述扩压器与离心叶轮连接；增速器，输出轴用于驱动所述离心叶轮吸入尾气回收室内的尾气；电机，用于驱动所述增速器；头锥，固定在所述离心叶轮上且与离心叶轮同步转动；尾气喷管，安装在所述扩压器上，用于改变尾气流动方向；尾锥，安装在所述尾气喷管的后端，设置有多个导流进气道。通过优化离心叶轮的几何参数，改变流场结构，使离心压气机总压比≥2.1倍，等熵效率≥80％，适用温度273.15K～900K。本发明系统总压比大、适用温度范围广、失速裕度大、效率高和可靠性高。
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公开(公告)号：CN112389627B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202011286963.4
申请日：2020-11-17
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明提出了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质。布局方法包括：建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
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公开(公告)号：CN112693628B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202011606073.7
申请日：2020-12-28
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开了一种火星着陆巡视器的气动布局结构，涉及巡视器的气动布局技术领域，包括：舱体，舱体为回转体结构，舱体包括由下至上依次设置的头部、后体、过渡体和尾部；舱体的质心设置在回转体结构的轴线的一侧；配平翼，可伸缩地嵌设在后体内，配平翼设置在回转体结构的轴线的另一侧，配平翼伸出时能够使得火星着陆巡视器的攻角变为0°；该火星着陆巡视器的气动布局结构将舱体的质心偏置，无需展开配平翼即可实现巡视器的有攻角进入，在开伞前再将配平翼伸出，使巡视器的攻角回复到0°，保证开伞安全，这使得配平翼的使用时间大大缩短，降低对配平翼的动作机构和防热系统的要求。
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公开(公告)号：CN112389627A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011286963.4
申请日：2020-11-17
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明提出了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质。布局方法包括：建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
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公开(公告)号：CN109131950A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201811240454.0
申请日：2018-10-24
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，是基于球‑锥构型的旋成体飞行器。该飞行器带有新型襟翼式控制舵面，通过在旋成体飞行器尾部设计四片×字分布襟翼，并将襟翼作为飞行器的全动舵面，以襟翼偏转的方式使飞行器获得高超声速下的机动飞行能力。新型襟翼舵面代替常规的尾翼布局方案，有助于减缓或消除常规尾翼布局方案存在的气动干扰和气动加热问题，并有效增加了飞行器内部的装填空间。本发明中新型襟翼式控制舵安装在旋成体机身底部，高超声速环境下襟翼舵面的流动将不会影响上游旋成体机身的流动，襟翼舵面对飞行器机身气动干扰较小，有效避免了常规旋成体尾翼布局体翼相互干扰的问题。
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公开(公告)号：CN108317886A
公开(公告)日：2018-07-24
申请号：CN201810025973.9
申请日：2018-01-11
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： F28F25/12
摘要： 一种改善间冷塔内部流场可移动导流装置，包括塔内流场导流面及底部支撑结构；底部支撑结构对导流面进行支撑并调整导流面的倾斜角度，导流面与间冷塔外环境风向相对，通过导流面阻碍环境风在间冷塔的穿堂风现象,利用引射原理增加背风面冷却单元的通风量,提高散热效率，降低冷却水的回水温度。从总体上减轻环境风对塔内流动的影响。
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公开(公告)号：CN102941927B
公开(公告)日：2015-06-17
申请号：CN201210520017.0
申请日：2012-11-30
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： B64G1/22
摘要： 本发明公开了一种轴对称钝头体返回器，采用该设计的返回器布局由舱体(1)、耳片(2)、以及一对边条(3)组成。耳片(2)位于舱体(1)尾部迎风面的中央，边条(3)位于舱体(1)的左右两侧。边条的主要作用是改变亚声速时返回器背风面的流场结构，降低使得返回器不稳定的俯仰力矩，耳片的主要作用是产生有利于返回器稳定的俯仰力矩。采用这种返回器外形能够满足载人登月再入的升阻比要求，同时又能够实现单点稳定。
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公开(公告)号：CN106507759B
公开(公告)日：2013-12-25
申请号：CN200910120929.7
申请日：2009-04-03
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： B64C23/00
摘要： 飞行器流动与跨学科系统的耦合求解方法，包括：流体力学子系统求解(1)流体力学之外的跨学科子系统求解(2)；收敛性判断(3)；三部分构成的求解策略。流体力学子系统求解和流体力学之外的跨学科子系统求解均采用亚迭代形式，采用同步的亚迭代推进，将两系统置于全局亚迭代耦合推进体系中，从而实现子系统间无时间滞后的求解，克服了解耦方法的时间滞后，耦合推进求解的时间精度高，可选择大时间步长，求解效率高，提高了模拟的准确性。
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公开(公告)号：CN106991209B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201710115314.X
申请日：2017-03-01
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种火星大气真实气体环境气动特性预测方法，该方法采用化学非平衡模型计算得到火星探测器高超声速零攻角下的流场，从流场中提取出正激波位置处的温度及各气体组分的质量百分比，然后通过热力学关系式和质量百分比加权平均得到混合气体的等效比热比γeff值；将该等效比热比值γeff作为已知参数输入完全气体模型，采用CFD数值模拟方法模拟火星探测器在火星真实气体环境下的气动特性。该方法的准确性和可靠性通过美国的凤凰号火星探测器典型算例进行了验证，可准确高效地进行火星大气真实气体效应作用下的气动力性能快速预测。
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