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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：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：CN117709103A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311732519.4
申请日：2023-12-15
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/28
摘要： 本发明涉及飞行器研发领域，特别是涉及一种高超声速前体气动/结构耦合计算方法，方法包括以下步骤：从典型的前体结构中选择出需要计算的前体种类，并设置其外形参数，生成前体外形模型；基于前体外形模型，设置头锥、边条、加强框、普通框、梁、桁条以及起落架舱等结构的参数，生成前体结构布置模型；基于前体外形模型生成外流场模型，基于外流场模型生成前体CFD仿真模型；基于前体CFD仿真模型进行计算得到前体CFD初始流场；基于前体结构模型，生成前体FEA仿真模型；基于流体分析软件和固体分析软件的协同仿真引擎，将前体CFD初始流场与前体FEA仿真模型进行耦合仿真。本发明提高了高超声速前体仿真计算的效率和精度。
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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：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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