CN116720264B - 考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法 - Google Patents

考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116720264B
CN116720264B CN202310974058.5A CN202310974058A CN116720264B CN 116720264 B CN116720264 B CN 116720264B CN 202310974058 A CN202310974058 A CN 202310974058A CN 116720264 B CN116720264 B CN 116720264B
Authority
CN
China
Prior art keywords
layout
ideal
aerodynamic
thermal deformation
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202310974058.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116720264A (zh
Inventor
刘深深
蒋波
韩青华
朱言旦
李睿智
姚杰
余婧
魏东
杨肖峰
刘磊
张昊元
孟敏
桂业伟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202310974058.5A priority Critical patent/CN116720264B/zh
Publication of CN116720264A publication Critical patent/CN116720264A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116720264B publication Critical patent/CN116720264B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，包括以下步骤：S1、针对固定的理想飞行器构型，给定其长航时巡航计算状态，耦合计算飞行时长T0，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格S1；S2、对已知的理想最优气动布局开展气动力/热变形作用下的累积热变形预测，得到理想飞行器构型的累积热变形量；S3、以理想飞行器构型的累积热变形量为基础，给出修正系数，将理想最优气动布局进行累积热变形预测，将其与理想构型进行对比，根据偏差调整修正系数，不断迭代优化修正系数，最终使得反向预置的气动布局经过热变形后能够回到理想最优布局，此时的反向预置的气动布局就是考虑热变形效应下的初始最优气动布局。

Description

考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法
技术领域
本发明涉及飞行器气动布局设计领域，具体涉及一种考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法。
背景技术
未来的长航时高超声速飞行器通常需要以Ma6+的速度在稠密大气层中进行小时级的长时间飞行，因此将面临严酷的气动力/热作用，同时该类飞行器构型多采用大尺度细长的升力体构型，并且由于结构质量限制，机身及各翼/舵面通常广泛采用轻质材料和大型薄壁结构设计，具备更强的柔性特征。上述大尺度柔性薄壁结构在长时间气动加热作用下会产生巨大的非均匀温升进而引发材料的‘软化’及热应力，在气动力载荷叠加作用下将会带来显著的热变形，该变形会随时间缓慢累积，产生累积热变形。随时间的累积热变形造成飞行器气动布局外形实际上并不是静态的，而是随时间发生变化的，从而偏离其最优布局这一静态设计基点。如果按照刚性不变布局进行优化设计得到的飞行器一旦偏离设计基点，将会导致气动性能的快速下降，无法获得综合性能最优。为了应对这一问题，气动布局的决策就必须在设计初期就充分长航时的累积热变形的影响，以对这种影响进行主动的抵消和控制。
为了实现上述目标，实际上需要将飞行器的设计基点后移至飞行器累积热变形后的近平衡状态，使得飞行器的最优几何外形状态应当是初始布局构型加上累积热变形近平衡后的气动外形。要获得这样的气动外形，必须根据累积热变形量进行反向预置变形得到初始气动布局，即在几何上反向预置力/热变形的增量。也就是初始气动布局加上初始气动布局的力/热累积变形等于理想飞行器构型。在通常的设计中理想飞行器构型是已知的，初始气动布局和初始气动布局的力/热累积变形都是未知的，因此该问题成为典型的反问题而无法求解。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法解决了考虑气动力/热长时间作用下引发累积热变形不利影响的飞行器设计的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，包括以下步骤：
S1、针对固定的理想飞行器构型，给定其长航时巡航计算状态，耦合计算飞行时长T0，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格S1；
S2、对已知的理想最优气动布局开展气动力/热变形作用下的累积热变形预测，得到理想飞行器构型的累积热变形量；
S3、以理想飞行器构型的累积热变形量为基础，给出修正系数，将理想最优气动布局进行累积热变形预测，将其与理想构型进行对比，根据偏差调整修正系数，不断迭代优化修正系数，最终使得反向预置的气动布局经过热变形后能够回到理想最优布局，此时的反向预置的气动布局就是考虑热变形效应下的初始最优气动布局。
进一步地：所述步骤S1中巡航计算状态包括高度H、飞行攻角α、飞行马赫数Ma。
进一步地：所述步骤S2具体为：
S21、对理想飞行器构型，进行t=0s时刻气动力/热环境数据的计算求解，求解时壁面温度根据结构状态给定初始时刻壁面温度，利用有限体积法求解三维可压缩Navier-Stokes方程，获得巡航状态下的飞行器表面每一点Mi处的气动压力数据Pi和热流数据Qi；/>，N为整个飞行器表面流场网格点的总数；
S22、给定固定的耦合时间步长Δtc，将气动压力数据Pi和热流数据Qi采用反距离权重方法插值到结构网格S1表面，通过求解三维瞬态热传导方程计算得到Δtc结构场每一点的温度数据，进而采用反距离权重方法插值得到飞行器表面每一点的温度数据；/>，N1为整个飞行器结构网格点的总点数；
S23、根据飞行器表面每一点的温度数据基于热壁修正得到Δtc时刻的热流数据/>；
S24、将Δtc时刻的气动压力数据Pi和热流数据采用反距离权重方法插值到结构网格S1表面；
S25、重复步骤S23-S24，获得下一个时刻2*Δtc时刻的温度场和热变形结果，直到得到T0时刻的累积热变形数据。
进一步地：所述步骤S3具体为：
S31、基于累积热变形数据，采用公式/>进行寻优迭代，将因子β的初始值设为1，根据该公式得到当前β因子下反向预置初始布局/>，针对该布局重复步骤S2的计算过程，得到反向预置初始布局/>的累积热变形量/>；
S32、计算反向预置初始布局变形后的外形/>+/>与理想布局/>的偏差/>，给定偏差阈值σ，如果/>的绝对值大于σ，对因子β进行修正；
S33、通过修正后的因子β计算得到新的修正外形，返回步骤S31，计算新的偏差，直到/>的绝对值小于σ结束循环，此时得到的/>就是所求的初始反向预置气动布局构型。
进一步地：所述β的修正公式为：
。
进一步地：所述偏差阈值σ的取值为0.1mm。
本发明的有益效果为：本发明在气动布局设计中一开始就能够考虑累积变形的不利影响，通过提前对初始气动布局进行了热变形的反向几何预置，可以使得飞行器经过长时间的飞行后产生累积热变形后得到的布局是飞行状态最佳的气动布局，使得飞行器在整个飞行过程中能够维持很好的气动性能，从而避免了一开始气动布局是飞行状态最佳的情况下经过累积热变形气动性能大幅下降的不利影响。
附图说明
图1是该方法的基本原理图；
图2是高超声速平板构型模型图；
图3是高超声速平板构型的计算网格示意图；
图4是1000s时刻热变形的结果及机翼最前缘点位移随时间历程的变化图；
图5为β值为1反向预置初始构型示意图；
图6是β值为1反向预置初始构型的累积热变形情况示意图；
图7是β值为0.5最终得到的反向预置初始构型及其累积热变形情况示意图；
图8是β值为0.5最终得到的反向预置初始构型及其累积热变形情况示意图。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
如图1所示，一种考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，包括以下步骤：
S1、针对固定的理想飞行器构型，给定其长航时巡航计算状态，包括高度H、飞行攻角α、飞行马赫数Ma，耦合计算飞行时长T0，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格S1；
S2、对已知的理想最优气动布局开展气动力/热变形作用下的累积热变形预测，得到理想飞行器构型的累积热变形量；
S21、对理想飞行器构型，进行t=0s时刻气动力/热环境数据的计算求解，求解时壁面温度根据结构状态给定初始时刻壁面温度，利用有限体积法求解三维可压缩Navier-Stokes方程，获得巡航状态下的飞行器表面每一点Mi处的气动压力数据Pi和热流数据Qi；/>，N为整个飞行器表面流场网格点的总数；
S22、给定固定的耦合时间步长Δtc，将气动压力数据Pi和热流数据Qi采用反距离权重方法插值到结构网格S1表面，通过求解三维瞬态热传导方程计算得到Δtc结构场每一点的温度数据，进而采用反距离权重方法插值得到飞行器表面每一点的温度数据；/>，N1为整个飞行器结构网格点的总点数；
S23、根据飞行器表面每一点的温度数据基于热壁修正得到Δtc时刻的热流数据/>；
S24、将Δtc时刻的气动压力数据Pi和热流数据采用反距离权重方法插值到结构网格S1表面；
S25、重复步骤S23-S24，获得下一个时刻2*Δtc时刻的温度场和热变形结果，直到得到T0时刻的累积热变形数据。
S3、以理想飞行器构型的累积热变形量为基础，给出修正系数，将理想最优气动布局进行累积热变形预测，将其与理想构型进行对比，根据偏差调整修正系数，不断迭代优化修正系数，最终使得反向预置的气动布局经过热变形后能够回到理想最优布局，此时的反向预置的气动布局就是考虑热变形效应下的初始最优气动布局。
S31、基于累积热变形数据，采用公式/>进行寻优迭代，将因子β的初始值设为1，根据该公式得到当前β因子下反向预置初始布局/>，针对该布局重复步骤S2的计算过程，得到反向预置初始布局/>的累积热变形量/>；
S32、计算反向预置初始布局变形后的外形/>+/>与理想布局/>的偏差/>，/>，给定偏差阈值σ，如果/>的绝对值大于σ，对因子β进行修正，修正公式为：/>；
S33、通过修正后的因子β计算得到新的修正外形，返回步骤S31，计算新的偏差，直到/>的绝对值小于σ结束循环，此时得到的/>就是所求的初始反向预置气动布局构型。
在本发明的一个实施例中，选用某一高超声速二维平板构型作为理想构型如图2所示，该平板为空芯构型，材料为GH1015，结构厚度为3mm，给定其长航时巡航计算状态，高度，飞行攻角/>，飞行马赫数/>，耦合计算飞行时长/>，划分好飞行器流场计算网格/>和结构场计算网格/>。如图3所示。
根据初始时刻的计算状态根据步骤S2计算得到的理想构型的累积热变形数据，，/>，计算1000s飞行后的热变形情况如图4所示。
在值为1的情况下得到的反向预置构型如图5所示，。其经过长时间的累积变形后状态与理想构型的对比如图6所示。
给定最前缘点垂直方向位移的偏差阈值，根据步骤S3反复进行迭代，最终得到/>值为0.5时满足要求，此时的初始气动布局构型以及该构型在长时间的力/热作用下变形后的外形与理想构型的对比图如图7所示，可以看到该构型回到了理想构型。
图8给出了理想构型和值为0.5时的反向预置构型在长时间飞行产生下的升阻比变化图，从图中可以看到反向预置构型的升阻比在整个飞行过程中要优于理想构型，这证明了本发明的效果。

Claims (4)

1.一种考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、针对固定的理想飞行器构型，给定其长航时巡航计算状态，划分好飞行器流场计算网格G1和结构场计算网格S1；
S2、对已知的理想最优气动布局开展气动力/热变形作用下的累积热变形预测，得到理想飞行器构型的累积热变形量；
S3、以理想飞行器构型的累积热变形量为基础，给出修正系数，将理想最优气动布局进行累积热变形预测，将其与理想构型进行对比，根据偏差调整修正系数，不断迭代优化修正系数，最终使得反向预置的气动布局经过热变形后能够回到理想最优布局，此时的反向预置的气动布局就是考虑热变形效应下的初始最优气动布局；
所述步骤S2具体为：
S21、对理想飞行器构型，进行t=0s时刻气动力/热环境数据的计算求解，求解时壁面温度根据结构状态给定初始时刻壁面温度，利用有限体积法求解三维可压缩Navier-Stokes方程，获得巡航状态下的飞行器表面每一点Mi处的气动压力数据Pi和热流数据Qi；，N为整个飞行器表面流场网格点的总数；
S22、给定固定的耦合时间步长Δtc，将气动压力数据Pi和热流数据Qi采用反距离权重方法插值到结构场计算网格S1表面，通过求解三维瞬态热传导方程计算得到Δtc结构场每一点的温度数据，进而采用反距离权重方法插值得到飞行器表面每一点的温度数据；/>，N1为整个飞行器结构网格点的总点数；
S23、根据飞行器表面每一点的温度数据基于热壁修正得到Δtc时刻的热流数据/>；
S24、将Δtc时刻的气动压力数据Pi和热流数据采用反距离权重方法插值到结构网格S1表面；
S25、重复步骤S23-S24，获得下一个时刻2Δtc时刻的温度场和热变形结果，直到得到T0时刻的累积热变形数据/>；
所述步骤S3具体为：
S31、基于累积热变形数据，采用公式/>进行寻优迭代，将因子β的初始值设为1，根据该公式得到当前β因子下反向预置初始布局/>，针对该布局重复步骤S2的计算过程，得到反向预置初始布局/>的累积热变形量/>；
S32、计算反向预置初始布局变形后的外形/>+/>与理想布局/>的偏差，给定偏差阈值σ，如果/>的绝对值大于σ，对因子β进行修正；
S33、通过修正后的因子β计算得到新的修正外形，返回步骤S31，计算新的偏差，直到/>的绝对值小于σ结束循环，此时得到的/>就是所求的初始反向预置气动布局构型。
2.根据权利要求1所述的考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，其特征在于，所述步骤S1中巡航计算状态包括高度H、飞行攻角α、飞行马赫数Ma，耦合计算飞行时长T0。
3.根据权利要求1所述的考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，其特征在于，所述β的修正公式为：
。
4.根据权利要求1所述的考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法，其特征在于，所述偏差阈值σ的取值为0.1mm。
CN202310974058.5A 2023-08-04 2023-08-04 考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法 Active CN116720264B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310974058.5A CN116720264B (zh) 2023-08-04 2023-08-04 考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310974058.5A CN116720264B (zh) 2023-08-04 2023-08-04 考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116720264A CN116720264A (zh) 2023-09-08
CN116720264B true CN116720264B (zh) 2023-10-20

Family

ID=87868240

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310974058.5A Active CN116720264B (zh) 2023-08-04 2023-08-04 考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116720264B (zh)

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2358001A1 (de) * 1973-11-21 1975-05-22 Karl Geisel Zweistufiger, selbstumsteuernder pneumatisch-hydraulischer kolbentrieb
US5837890A (en) * 1994-12-12 1998-11-17 Aero Systems Engineering, Inc. Jet engine test cell structure
RU2009101605A (ru) * 2009-01-19 2010-07-27 Александр Васильевич Тугов (RU) Гребной кумулятивный винт
CN102880796A (zh) * 2012-09-18 2013-01-16 西安交通大学 一种多平行轴系统转子动力学性能计算方法
CN104122793A (zh) * 2014-07-01 2014-10-29 中国人民解放军海军航空工程学院 一种满足预设性能的导弹过载控制方法
CN107332173A (zh) * 2017-07-13 2017-11-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种自适应热变形挂扣式电缆罩快速安装结构
CN107368661A (zh) * 2017-07-27 2017-11-21 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法
CN110188438A (zh) * 2019-05-22 2019-08-30 安徽江淮汽车集团股份有限公司 活塞热机疲劳分析方法、设备、存储介质及装置
CN112131667A (zh) * 2020-09-25 2020-12-25 大连理工大学 一种风洞缩比模型热变形的物理模拟方法
CN112541308A (zh) * 2020-12-29 2021-03-23 成都信息工程大学 一种新型空天飞行器fads系统测压孔布局优化方法
WO2021185195A1 (zh) * 2020-03-18 2021-09-23 深圳市瑞立视多媒体科技有限公司 基于多线程的动作捕捉方法、装置、设备及存储介质
CN113958538A (zh) * 2021-10-22 2022-01-21 清华大学 一种空间轮系静子叶片调节装置及涡轮发动机
CN115371943A (zh) * 2022-10-26 2022-11-22 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种使用液氮介质实现风洞降温的喷射排架装置
CN116384290A (zh) * 2023-06-06 2023-07-04 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种考虑真实气体效应的高超声速飞行器动导数预测方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6823016B2 (ja) * 2018-07-17 2021-01-27 ファナック株式会社 数値制御装置

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2358001A1 (de) * 1973-11-21 1975-05-22 Karl Geisel Zweistufiger, selbstumsteuernder pneumatisch-hydraulischer kolbentrieb
US5837890A (en) * 1994-12-12 1998-11-17 Aero Systems Engineering, Inc. Jet engine test cell structure
RU2009101605A (ru) * 2009-01-19 2010-07-27 Александр Васильевич Тугов (RU) Гребной кумулятивный винт
CN102880796A (zh) * 2012-09-18 2013-01-16 西安交通大学 一种多平行轴系统转子动力学性能计算方法
CN104122793A (zh) * 2014-07-01 2014-10-29 中国人民解放军海军航空工程学院 一种满足预设性能的导弹过载控制方法
CN107332173A (zh) * 2017-07-13 2017-11-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种自适应热变形挂扣式电缆罩快速安装结构
CN107368661A (zh) * 2017-07-27 2017-11-21 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法
CN110188438A (zh) * 2019-05-22 2019-08-30 安徽江淮汽车集团股份有限公司 活塞热机疲劳分析方法、设备、存储介质及装置
WO2021185195A1 (zh) * 2020-03-18 2021-09-23 深圳市瑞立视多媒体科技有限公司 基于多线程的动作捕捉方法、装置、设备及存储介质
CN112131667A (zh) * 2020-09-25 2020-12-25 大连理工大学 一种风洞缩比模型热变形的物理模拟方法
CN112541308A (zh) * 2020-12-29 2021-03-23 成都信息工程大学 一种新型空天飞行器fads系统测压孔布局优化方法
CN113958538A (zh) * 2021-10-22 2022-01-21 清华大学 一种空间轮系静子叶片调节装置及涡轮发动机
CN115371943A (zh) * 2022-10-26 2022-11-22 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种使用液氮介质实现风洞降温的喷射排架装置
CN116384290A (zh) * 2023-06-06 2023-07-04 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种考虑真实气体效应的高超声速飞行器动导数预测方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
充气式再入减速器动态气动载荷与结构特性研究;吴杰;张章;侯安平;王立武;王洁;曹旭;;宇航学报(第03期);全文 *
吴杰 ; 张章 ; 侯安平 ; 王立武 ; 王洁 ; 曹旭 ; .充气式再入减速器动态气动载荷与结构特性研究.宇航学报.2020,(第03期),全文. *
徐翔 ; 伍贻兆 ; 程克明 ; 王志坚 ; .高超声速风洞气动布局设计.南京航空航天大学学报.2008,(第02期),全文. *
桂业伟 ; 刘磊 ; 魏东 ; .长航时高超声速飞行器的综合热效应问题.空气动力学学报.2020,(第04期),全文. *
长航时高超声速飞行器的综合热效应问题;桂业伟;刘磊;魏东;;空气动力学学报(第04期);全文 *
高超声速风洞气动布局设计;徐翔;伍贻兆;程克明;王志坚;;南京航空航天大学学报(第02期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116720264A (zh) 2023-09-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102930115B (zh) 基于有限元模具型面回弹补偿的壁板蠕变时效成形方法
CN116720264B (zh) 考虑气动力/热累积变形反向几何预置的气动布局方法
CN112507586A (zh) 一种涡轮气冷叶片二维温度、强度的快速评估方法
CN108920847A (zh) 用于蠕变时效成形的回弹补偿方法
CN116384290B (zh) 一种考虑真实气体效应的高超声速飞行器动导数预测方法
CN111581784B (zh) 一种基于数据驱动自适应准稳态模型的扑翼运动参数优化方法
CN112214917B (zh) 一种多尺度优化增材制造基板的方法及其基板
CN104123421A (zh) 一种基于机电场耦合的静电成形薄膜反射面形态设计方法
CN106843261A (zh) 一种变体飞行器过渡段的张量积插值建模与控制方法
CN109960878B (zh) 一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法
CN109676001B (zh) 一种成形制备铝合金构件产品的方法
CN114528634A (zh) 高隐身高机动布局飞机的弹性机翼气动隐身优化设计方法
CN109702930B (zh) 一种用于构件精确热成形的实体模具设计方法
CN109702931B (zh) 计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法
CN116611173B (zh) 多层级自适应耦合时间步长的飞行器累积热变形计算方法
CN112464531B (zh) 基于b样条参数化的薄壁结构的加筋建模与优化方法
CN105205208A (zh) 一种飞机机翼型架外形设计方法
CN112231835B (zh) 综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法
CN112373673A (zh) 一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构及其流动控制方法
CN109732815B (zh) 一种成形制备纤维树脂复合材料构件产品的方法
Wang et al. Aerodynamic optimal design for a glider with the supersonic airfoil based on the hybrid MIGA-SA method
CN111931295A (zh) 一种全弹道整体迭代的气动热/传热耦合计算方法
CN113268910B (zh) 一种重力驱动的自然对流异型热沉结构拓扑优化方法
Butler et al. Improved delayed detached-eddy simulation on a swept hybrid model in IRT
CN113076610A (zh) 一种二元可调进气道的设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant