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[发明专利]压气机内流特性自动化模拟的方法、装置、设备和介质-CN202310770950.1有效
发明人：刘俊兵;范晓樯;王子维;熊冰;王翼;陈镜帆;唐啸;钟俊;王啸娟;吴非;闫跃鹏;邹迦睿 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-06-28 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本申请属于压气机内流特性数值仿真技术领域，涉及压气机内流特性自动化模拟的方法、装置、设备和介质。方法包括：获取压气机的设计参数，确定压气机内流特性曲线的边界点需求；根据压气机的设计参数，确定边界条件；根据所述边界条件，进行数值模拟计算，并得到模拟结果；根据所述模拟结果，输出判定参数；根据所述判定参数判断收敛时，以所述判定参数为当前内流特性曲线的一个边界点，并存入数据库；根据所述数据库判断，若得到当前内流特性曲线满足边界点需求的所有边界点，则遍历所有内流特性曲线，得到每个内流特性曲线的对应边界点。采用本申请能够实现压气机内流特性的自动化模拟，支持自动判别，无需人工操作。
压气内流特性自动化模拟方法装置设备介质

[发明专利]基于几何体材料力学形变的气动构型设计优化方法和装置-CN202211391025.X在审
发明人：刘俊兵;范晓樯;熊冰;王翼;陈镜帆;唐啸;鲁耀中;吴非;闫跃鹏 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-11-07 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本申请涉及一种基于几何体材料力学形变的气动构型设计优化方法和装置。所述方法包括：根据原始气动构型的母线构建简支梁系统并对变形后的所述简支梁系统中的任意一段变形微元体进行受力分析，得到所述变形微元体所受的力矩、剪切力、正应力以及施加到所述变形微元体上的均布载荷，并根据平衡方程、几何方程和物理方程联合求解得到变形微元体的位移场函数，通过调整位移场函数中的至少一个变量产生连续的几何变化，得到新的简支梁系统，将所述新的简支梁系统作为新的母线，从而得到新的气动构型。采用本方法能够根据某个局部微元体的变化影响全局气动构型的形变，并且通过调整较少的变量就能实现复杂形变，实现气动构型的优化。
基于几何体材料力学形变气动构型设计优化方法装置

[发明专利]一种小型超声速可重复使用多任务无人机-CN202211677875.6在审
发明人：莫然;张志雨;朱斌镔;范晓樯;柳军;王良;唐啸;陈磊 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学;沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： B64C39/02 文献下载
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。
一种小型超声速重复使用任务无人机

[发明专利]一种压气机扩稳设计方法、装置、计算机设备及介质-CN202211624682.4在审
发明人：刘俊兵;范晓樯;王翼;熊冰;唐啸;陈镜帆;吴非;闫跃鹏 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-12-16 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F04D29/40 文献下载
摘要：本申请涉及一种压气机扩稳设计方法、装置、计算机设备及介质。所述方法包括：首先对目标压气机叶片进行数值仿真，确定每个叶高截面的吸力面上的流动分离区域，然后根据流动分离区域的位置以及叶片弦长的无量纲值和叶片最大厚度的无量纲值确定扩稳结构的起始位置、高度和截止位置；最后获取同一叶片的整个叶高范围内所有或部分叶高截面上生成的扩稳结构，构建生成压气机扩稳装置，通过压气机扩稳装置控制目标压气机叶片上方的来流由层流转捩为湍流，从而增强叶片抗反压的能力，并推迟流动分离在叶片吸力面迁移的过程，在控制维持压气机效率的前提下，大幅度扩大压气机叶片稳定工作的范围。
一种压气机扩稳设计方法装置计算机设备介质

[发明专利]一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法-CN202011137051.0有效
发明人：陈镜帆;范晓樯;陈俊杰;王翼;熊冰;刘俊兵;徐阳 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-10-22 - 公布日： 2023-02-07 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法，该方法包括：基于尾翼尺寸确定等直段的尺寸，并将第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线参数化，得到第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线的参数化参数化曲线；基于等直段的尺寸，以及第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线的参数化参数化曲线升级舵机鼓包的三维构型；基于舵机鼓包的三维构成生成网格，并进行仿真，以有翼导弹的气动性能为目标进行全局迭代寻优。为容纳舵机提供空间，避免地要“挤占”弹体内部宝贵的空间，避免与尾喷管产生干涉，提高装载燃料的数量，影响导弹的射程以及其他性能。
一种具有舵机鼓包导弹及其优化设计方法

[发明专利]基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法-CN202210419752.6有效
发明人：陈镜帆;范晓樯;沈华琛;熊冰;王翼;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-04-21 - 公布日： 2023-01-24 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法，包括获取进气道的基本几何参数；构建进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型；以进气道外压缩面型线两端点的切线矢量为控制参数、出口总压恢复系数和流量为优化目标，对进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型进行优化，得到最优帕累托前沿，确定进气道构型。本发明应用于飞行器领域，利用弗格森曲线表示进气道外压缩型面型线，以进气道外压缩型面型线两端的坐标及切线矢量为控制参数，进气道外压缩型面型线两端坐标点的位置影响捕获高度和内收缩比，切矢量方向影响压缩的激波强度，切矢量的大小影响着壁面的曲率，进而影响压缩的剧烈程度，使得设计过程具有很强的物理意义。
基于弗格森曲线二元进气道优化设计方法

[发明专利]一种基于B样条的腹部进气高超声速前体优化设计方法-CN201910316219.5有效
发明人：徐尚成;王翼;王振国;范晓樯;苏丹;熊冰;赵星宇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-04-19 - 公布日： 2022-11-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种基于B样条的腹部进气高超声速前体优化设计方法，包括以下步骤：基于B样条生成流向切面内流场壁面线，并求解出流向切面内流场壁面线对应的流场和激波型线；然后设定优化目标和约束条件，利用优化算法对流向切面内流场壁面线进行优化，得到优化后的流向切面内流场壁面线。最后基于优化后的流向切面内流场壁面线旋转生成轴对称高超声速飞行器前体型面。该方法在保证进气道能够捕获一定量的气流使其正常工作的前提下，同时兼顾实现了高超声速飞行器的容积率尽可能大的目标，通过优化计算能得到在给定约束条件下的最优解。
一种基于腹部高超声速优化设计方法

[发明专利]一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统-CN202010735772.5有效
发明人： 范晓樯;陈镜帆;熊冰;王翼;刘俊兵;徐阳 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-07-28 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统，该方法包括：采用类/形状函数变换方法对前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面具有形状控制量的形状；采用幂次曲线的生成准则得到前体横截面具有尺寸控制量的几何约束，并基于几何约束得到前体横截面的设计尺寸；基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子，得到每个前体横截面的实际尺寸；基于每个前体横截面的实际尺寸通过三维建模软件二次开发自动放样得到三维前体曲面，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节形状控制量和/或尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优。只需要给定飞行器前体构型的几何尺寸与设计来流条件，就能够得到该条件下最优的构型。
一种截面飞行器设计方法系统

[发明专利]可压缩湍流燃烧大涡模拟中滤波压力计算方法及系统-CN202210017976.4在审
发明人：张林;梁剑寒;孙明波;王翼;范晓樯;吴晓帅 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-01-07 - 公布日： 2022-04-19 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：可压缩湍流燃烧大涡模拟中滤波压力计算方法及系统，针对流动燃烧过程建立进行大涡模拟的多组分理想气体模型，初始化气体模型所在区域的网格和粒子，获取每个网格的滤波密度、滤波温度、多组分气体的组分数目、各组分的滤波质量分数以及粒子位置、粒子温度、粒子质量分数；基于各网格的滤波密度、滤波温度、多组分气体的组分数目以及各组分的滤波质量分数，计算大涡模拟可解压力；基于各网格的滤波密度和当前网格中粒子本身的温度、粒子质量分数，计算粒子可解压力和粒子平均压力。本发明基于大涡模拟可解压力，粒子平均压力和粒子可解压力之间的关系得到大涡模拟中滤波压力，本发明可以有效改善数值计算的鲁棒性，当燃烧释热较强时仍保持较高准确度。
可压缩湍流燃烧模拟滤波压力计算方法系统

[发明专利]一种基于FFD方法的隔离段的优化设计方法及系统-CN202210018534.1在审
发明人：陈镜帆;范晓樯;熊冰;刘俊兵;王翼;闫跃鹏 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-01-07 - 公布日： 2022-04-19 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于FFD方法的隔离段的优化设计方法及系统，该方法包括：基于进气道出口与燃烧室入口的形状，通过对隔离段内流动面积变化规律的调整，对隔离段外形进行第一次气动性能优化，得到初始隔离段的离散点；在局部坐标系中划分出一个完全包络完隔离段的长方体，并在该长方体上选取若干均匀分布的控制点，形成控制点格栅；以控制点格栅中各控制点的局部坐标为变量，隔离段的总压恢复系数为优化目标，利用全局寻优算法进行第二次气动性能优化，获得最佳气动性能的隔离段离散点，并生成三维实体。本发明应用于高超声速飞行器技术领域，能够将隔离段出口的总压恢复系数显著提高，对于分厘必争的高超声速飞行器而言优化效果十分可观。
一种基于 ffd 方法隔离优化设计系统

[发明专利]一种基于两区流场的高超声速前体设计方法-CN201911213131.7有效
发明人：赵星宇;徐尚成;王翼;范晓樯;苏丹;周芸帆;闫郭伟 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-12-02 - 公布日： 2022-02-22 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开一种基于两区流场的高超声速前体设计方法及装置，该方法包括：由来流条件和直激波型线求解直激波依赖域流场；由流量捕获要求和来流条件确定位于流线起点；根据依赖域出口型线和给定膨胀波控制因子获得膨胀域流场，从流线起始点在两区流场中流线追踪，以追踪流线与已知唇口间的距离为目标对膨胀波控制因子优化，达到设定目标时停止迭代；由优化膨胀波控制因子获得膨胀域流场壁面线；以生成的壁面线为母线，以经过直激波起点的水平轴为旋转轴按照给定中心角旋转获得进气道前体型面。解决现有技术中前体与进气道分开设计使得后期反复调整时流量捕获设计复杂等问题，提供一体化设计方法实现流量捕获精准控制并降低设计复杂程度。
一种基于两区流场高超声速设计方法

[发明专利]一种压气机内流全环非定常模拟初始化方法和装置-CN202110695633.9有效
发明人：王子维;陈镜帆;刘俊兵;范晓樯;江雄;张露;王建涛;刘钒 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-06-23 - 公布日： 2021-11-12 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本申请涉及一种压气机内流全环非定常模拟初始化方法、装置、计算机设备和存储介质。所述方法包括：建立单通道原始网格单元与全环原始网格单元的第一映射关系，单通道原始网格单元与单通道并行网格单元的第二映射关系，以及全环原始网格单元与全环并行网格单元的第三映射关系，根据给定计算工况，通过单通道定常模拟算法并行模拟，得到单通道并行网格的单通道并行网格流场；根据单通道并行网格流场变量值和第二映射关系，得到单通道原始网格的单通道原始网格流场；根据单通道原始网格流场变量值和第一映射关系，得到全环原始网格的全环原始网格流场；根据全环原始网格流场变量值和第三映射关系，得到全环并行网格的全环并行网格流场变量值。
一种压气内流全环非定常模拟初始化方法装置

[发明专利]一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法-CN201811603785.6有效
发明人：王翼;徐尚成;王振国;范晓樯;苏丹;赵星宇;闫郭伟 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-12-26 - 公布日： 2021-07-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，包括以下步骤：在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面通过在边界层引导型面上产生的横向压力梯度，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变；控制作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度以将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。该方案解决了现有技术中抽吸性能低的问题，实现了有针对性的抽吸，并提高的抽吸性能。
一种边界层引导抽吸结合高超声速进气道流动控制方法

[发明专利]一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法-CN201711281622.6有效
发明人： 范晓樯;熊冰;王翼;陶渊;蒙泽威 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2017-12-07 - 公布日： 2021-07-02 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法。首先确定隔离段基准流场型面，进而拼接进气道流场与隔离段流场，最后采用流线追踪法获得进气道与隔离段的三维型面。与现有技术相比，该方法能够解决传统隔离段设计主要从满足几何约束出发而没能从流动和几何约束双重角度出发，并且没有进行进气道与隔离段一体化设计的问题。
一种高超声速进气道隔离一体化设计方法

[发明专利]一种耦合换热式压气机及高超声速飞行器-CN201810791715.1有效
发明人： 范晓樯;刘俊兵;陶渊;熊冰;蒙泽威;王翼;刘卫东;陈镜帆 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-07-18 - 公布日： 2021-06-25 - 主分类号： F01D25/14 文献下载
摘要：本发明公开一种耦合换热式压气机及高超声速飞行器，该压气机包括：机匣，呈筒状，内壁与外壁之间具有冷却通道；轮毂，位于机匣内部；多个静叶片，位于机匣与轮毂之间，每个静叶片均沿机匣与轮毂的径向截面分布，多个静叶片沿机匣的中心轴线方向间隔排列，静叶片的根部与机匣连接，端部靠近轮毂并与轮毂之间具有间隙；每个静叶片内部具有与冷却通道连通的冷却空间；多个动叶片，位于机匣与轮毂之间，每个动叶片均沿机匣与轮毂的径向截面分布，多个动叶片沿机匣的中心轴线方向间隔排列，动叶片的根部与轮毂连接，端部靠近机匣并与机匣之间具有间隙，动叶片与静叶片交叠布置。该方案解决了冷却结构复杂、压力损失较大的问题，在压气过程中降温，互不影响。
一种耦合换热式压气高超声速飞行器

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