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公开(公告)号：CN117634042A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311687454.6
申请日：2023-12-08
申请人： 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司 , 西安交通大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F18/15 , G06F18/2135 , G06F18/2413 , G06F18/214 , G06F18/21 , G06N3/048 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
摘要： 本发明属于气动外形优化技术领域，涉及一种基于数据驱动与可分离形状张量的代理模型优化设计方法，从流形学习改进翼型参数化的角度，通过解耦出格拉斯曼子流形中的仿射变形，实现对翼型数据库的物理信息分离表示，接着将基于数据驱动的降维算法与代理模型相结合，构建出满足约束条件的降阶优化模型。该方法能够有效在气动外形设计的过程中实现新颖且高效的几何控制手段，并提出了新型的降维优化策略，和高效的流场预测方法。在3D设计中采用了新型优化设计方法，对跨音速工况下的M6机翼进行气动布局与气动外形优化设计结合的优化，结果表明该方法在保持较高优化效率的同时能够更好的对几何进行限制，具有很高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN117963153A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311560466.2
申请日：2023-11-21
IPC分类号： B64F5/00
摘要： 本发明提出了一种三维前缘线可控的乘波体设计方法。其依据超声速飞行器需求指定三维前体前缘线，通过将三维前缘线回转后的母线作为轴对基本流场的激波边界，将激波边界作为输入并采用特征线法求解出对应的轴对称基本流场。然后将三维前缘线贴合到轴对称基本流场中，从前缘线上的离散点出发，通过流线追踪的得到指定三维前缘线的乘波体型面。本发明克服了乘波体对前缘线的三维空间限制，扩展了乘波体的设计方法，特别适用于某些需要采用三维前缘线的乘波体造型方案。
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公开(公告)号：CN118153202A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410305630.3
申请日：2024-03-18
申请人： 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司 , 上海交通大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明涉及一种基于数据同化的宽速域飞机气动热预测方法，该方法使用精细网格对典型飞机流动结构进行RANS计算；在动量方程以及能量方程中引入源项G；针对不同工况进行误差计算、并拟合得到每种工况下对应的最优VC值；提取流场特征、得到流场特征函数；对流场特征函数中系数进行扰动、使用拉丁超立方采样方法进行抽样并将精细网格计算获得的RANS结果作为真实值进行数据同化；最后将收敛得到的最优流场特征系数添加到TriVC方法中，作为数据同化后的最终模型参数，以预测宽速域飞机在不同流动特征与流动结构下的气动热参数。与现有技术相比，本发明能有效解决无粘快速气动评估不准确、精细化仿真周期长的问题，不仅降低迭代计算量，同时提高预测准确性。
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公开(公告)号：CN117669057A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311717789.8
申请日：2023-12-14
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/28 , G06F113/08
摘要： 一种面向宽速域飞机气动布局参数化设计方法，属于飞行器气动布局设计技术领域。该方法基于CST参数化方法，通过类别函数来定义几何外形的种类，从而形成基本的几何外形；通过形状函数对类别函数所形成的基本外形进行修正，通过三视图约束各部件特征参数，从而生成设计过程所需要的几何外形。
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公开(公告)号：CN115924075A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211677875.6
申请日：2022-12-26
IPC分类号： B64C39/02 , B64C1/06 , B64D27/02 , B64C3/56 , B64C25/10 , B64U10/25 , B64U10/20 , B64U20/70 , B64U50/10 , B64U60/40 , B64U70/80 , B64U101/00
摘要： 本发明涉及一种小型超声速可重复使用多任务无人机，包括：无人机主体，设置在所述无人机主体中的导引系统、推进系统、舵机系统、起落系统、飞行控制系统；无人机主体采用乘波体结构；推进系统采用可重复使用的整体式固冲发动机，其包括：进气道、隔离段、燃气发生器单元、燃烧室、喷管和推进控制单元；进气道、隔离段、燃烧室和喷管沿无人机主体的对称轴依次排布设置；进气道的进气口位于无人机主体的腹部，喷管的喷口位于无人机主体的尾部；燃气发生器单元沿所述无人机主体的对称轴设置，且与燃烧室可拆卸的设置于燃烧室的前方；燃烧室内设置有整体式固冲发动机的固体火箭推进剂；燃烧室和喷管可拆卸的设置。
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公开(公告)号：CN117592202A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311696327.2
申请日：2023-12-12
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法。针对具体的高超声速飞机构型进行高马赫数飞行状态下的绕流流场数值模拟，获得飞机表面边界层及热层结构的空间尺度演化和分布特征。将边界层和热层结构诱导的不可逆熵增结构转换为等效物理堵塞面积，获得飞机等效机身最大物理截面积及截面积变化，以超声速面积律为指导进行修型设计，改变飞机实际机身最大物理截面积及截面积分布。对新获得的外形进行数值模拟计算和远场阻力分解，并与初始外形的流场进行对比，分析横截面积分布变化对波阻和粘性阻力占比的影响，对流场品质不够理想的局部区域，进行进一步的型面优化设计。本发明实现了高超声速飞机宽速域气动布局在高马赫数飞行状态下的进一步减阻设计。
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公开(公告)号：CN117163280A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311155945.6
申请日：2023-09-08
摘要： 一种无尾翼身融合布局飞机的可收放边条翼，属于飞行器气动布局设计领域。所述可收放边条翼位于翼身融合布局飞机机身两侧，通过绕轴旋转进行收放。所述可收放边条翼收起状态下的水平投影由三条边线围成。所述水平投影远离机身对称面的外侧边线为弧线，且与机身侧缘棱线重合，所述弧线两端点之间的距离L1＝0.4L，所述弧线靠近机翼翼根的端点与机翼翼根前缘点的距离为L2＝0.02L。所述水平投影后部直边的长度L3＝0.16L。所述的水平投影靠近机身对称面的内侧边线为直线。所述的L为机翼翼根弦线的水平投影长度。本发明增加全机低速大攻角升力的同时，可产生抬头力矩，降低了力矩配平难度。结构简单，可有效降低全机结构重量。
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公开(公告)号：CN116792781A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310756246.0
申请日：2023-06-26
摘要： 一种利用低温燃烧的并联式TBCC动力冲压通道跨声速减阻方法，属于高超声速飞行器组合推进系统设计领域。本发明在并联式TBCC动力系统冲压通道燃烧室内设置活化燃料喷注结构，利用高能火花塞进行强迫低温点火，并在燃烧室内已有的火焰稳定器作用下形成相对稳定的低温燃烧。通过稳定的低温燃烧，利用亚声速气流中放热加速效应可大幅提升跨声速工况下冲压通道燃烧室下游尾喷管喉道排气速度，以达到减弱冲压通道跨声速流动壅塞进而显著降低冲压通道阻力的目的。合理的调节和控制低温燃烧位置、强度使得燃烧室内的反压不显著改变上游进气道的溢流。本发明在不对并联式TBCC动力系统提出更高要求的情况下可以大幅度降低冲压通道阻力。
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