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龙图腾网获悉太行国家实验室申请的专利一种航空发动机多部件多求解器耦合仿真方法、装置、设备和介质获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN121351706B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-04-03发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202511903657.3，技术领域涉及：G06F30/28；该发明授权一种航空发动机多部件多求解器耦合仿真方法、装置、设备和介质是由张衡;张剑;卫刚;季路成;倪长辉;温泉;周山;吴佳玉设计研发完成，并于2025-12-17向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种航空发动机多部件多求解器耦合仿真方法、装置、设备和介质在说明书摘要公布了：本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机多部件多求解器耦合仿真方法、装置、设备和介质，本发明针对风扇压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管等不同部件的流场特性，精准匹配RANS定常湍流模型及LES大涡模拟求解器，解决传统单一模型或单一求解器无法适配多物理场耦合的问题，提升了航空发动机整机仿真精度。本发明采用“部件级分解+多求解器并行+模型适配”的策略，大幅减少全流程统一采用LES高精度模拟带来的计算量，同时通过交界面数据协同处理方法保证部件间耦合精度，提高了航空发动机整机仿真效率，实现了仿真效率与精度的平衡，有效解决了航空发动机部件之间流场动态耦合的难题，增强了本发明的工程适用性。

本发明授权一种航空发动机多部件多求解器耦合仿真方法、装置、设备和介质在权利要求书中公布了：1.一种航空发动机多部件多求解器耦合仿真方法，其特征在于，包括： 获取航空发动机各部件的仿真模型并网格化，同时确定航空发动机整机仿真的边界条件；所述航空发动机的部件包括风扇、压气机、外涵道、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、加力燃烧室、喷管；所述边界条件包括所述航空发动机的进气道进口总温和总压、来流马赫数、喷管出口背压； 依据航空发动机各部件的流场特性，为各部件的仿真模型匹配相应的湍流模型与求解器； 依据所述航空发动机整机仿真的边界条件，采用径向-周向网格映射算法，将上游部件在交界面出口平面上的网格点的流场参数传递至下游部件在交界面进口平面上的网格点，按所述航空发动机气流流动顺序依次驱动各部件的求解器，对航空发动机各部件内的流场进行仿真计算，获得所述航空发动机的整机仿真结果；所述流场参数包括径向速度、周向速度、轴向速度、温度、压力、组分浓度；所述仿真结果包括所述航空发动机的推力值、各部件的效率、燃烧室温度分布； 在相邻两个部件之间，上游部件在交界面出口平面上的网格点的流场参数通过采用径向-周向网格映射算法处理后传递至下游部件在交界面进口平面上的网格点的方法包括： 步骤1：确定航空发动机各部件之间的交界面，所述交界面包括风扇-压气机之间的交界面、压气机-燃烧室之间的交界面、燃烧室-涡轮之间的交界面、涡轮-加力燃烧室之间的交界面、加力燃烧室-喷管之间的交界面； 步骤2：针对每个交界面，上游部件在交界面出口平面上的网格点的流场参数通过采用径向-周向网格映射算法处理后，传递至下游部件在交界面进口平面上的网格点，具体包括：在交界面上设置极坐标系，定义上游部件在交界面出口平面上的网格点坐标为，定义下游部件在交界面进口平面上的网格点坐标为，在上游部件在交界面出口平面上的网格点中，包围下游网格点的四个邻近网格点坐标分别为、、；则采用以下公式进行双线性插值，将上游部件在交界面出口平面上的网格点的流场参数映射到下游部件在交界面进口平面上的网格点上，实现相邻部件之间流场参数的传递： ； 其中：为经验常数，取值范围为0~1，具体数值根据仿真需要或经验调整；为上游部件在交界面进口平面上网格点的流场参数径向梯度；、、、、分别为网格点、、、、的流场参数。

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