-
公开(公告)号：CN112417785B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202011334037.X
申请日：2020-11-25
Applicant: 复旦大学
IPC: G06F30/28 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于跨尺度数值模拟技术领域，具体为一种基于微纳米沟槽壁面滑移效应的跨尺度数值模拟方法。本发明首先利用考虑稀薄效应的粒子玻尔兹曼方法模拟近壁区域流动，基于大量模拟数据训练替代模型，通过模型准确地复现了微纳米沟槽表面结构的流动特性。接着将该代理模型作为修正的壁面条件施加在宏观模型的边界，在宏观模拟中用RANS或LES方法对亚音速和跨音速流动进行数值模拟，从而为飞机设计领域应用微纳米沟槽结构进行流动控制提供了模拟方法，实现了跨尺度模拟，大大提高了计算效率。
-
公开(公告)号：CN113127994A
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202110471565.8
申请日：2021-04-29
Applicant: 复旦大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种考虑三维因素的短舱进气道设计几何参数化方法，首先面向短舱进气道的优化，建立基于三维几何约束的设计空间，然后利用本征正交分解方法，最后求解得到生成面向问题的新设计变量；本发明建立基于三维几何约束的设计空间，利用本征正交分解方法生成面向新型进气道几何参数化描述，得到新型设计变量。采用此种短舱进气道几何参数化方法，可以引入更多的三维考量，在短舱进气道形状的设计中具有应用前景。本发明在短舱进气道设计几何参数化方法中，更加直接地满足三维几何约束与三维几何意义，避免设计维度的剧增而提高优化效率，具备定量可靠的数学推导，减小对设计者经验的依赖。
-
公开(公告)号：CN112800663A
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202110000466.1
申请日：2021-01-03
Applicant: 复旦大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , F04D29/26 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于机械设计技术领域，具体为基于神经网络的航空发动机压气机转子叶片的反设计方法。本发明对于压气机转子叶片给定等熵马赫数分布条件进行反设计，具体步骤包括：利用Hicks‑Henne型函数参数化方法，得到叶片数据库及对应的几何参数数据库；利用计算流体力学进行流场模拟，获得叶片数据库对应的气动参数数据库；采用人工神经网络，将几何参数数据库作为输入，训练人工神经网络；将训练所得的人工神经网络用于预测变形叶片的等熵马赫数分布；应用模式搜索方法，使等熵马赫数分布逼近目标分布，最终得到符合目标等熵马赫数分布的转子叶片。本发明方法对于提高航空发动机设计水平、完善航空发动机设计体系也具有重要的工程意义。
-
公开(公告)号：CN112478132A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011334090.X
申请日：2020-11-25
Applicant: 复旦大学
Abstract: 本发明属于减阻表面结构设计技术领域，具体为一种基于涡驱动设计的微纳米尺度嵌套沟槽表面减阻结构。其在单级周期性沟槽结构的每个单元内部表面加入尺寸小于该单元的二级单元群，这种二级单元群即是嵌套层，嵌套层的尺度为微纳米尺度。本发明采用微纳米尺度嵌套沟槽表面减阻结构提升传统沟槽表面的减阻性能，该结构可以应用于飞机机翼或发动机叶片的设计之中，降低其摩擦阻力。
-
公开(公告)号：CN106189631B
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201610537263.5
申请日：2016-07-11
Applicant: 复旦大学
IPC: C09D133/12 , C09D183/06 , C09D175/14 , C09D127/12 , C09D175/06 , C09D5/03 , C09D7/61 , C09D7/62 , C09D7/63 , C09D7/65 , B64C21/10 , B64C3/36 , B64D15/00
Abstract: 本发明属于机械设计技术领域，具体为一种基于微纳米涂层的飞机机翼延迟转捩方法。本发明通过在飞机机翼表面装配微纳米涂层，利用其低表面能特性，使得飞机机翼在飞行时边界层转捩延迟，实现表面层流浸润面积增大、湍流区域减小的目的。本发明采用数值和实验的手段研究微纳米涂层对边界层流动的影响机理，建立涂层设计方法，制备合适的微纳米涂层装配于飞机机翼表面。本发明可以减小飞机机翼表面摩擦阻力，降低湍流激励噪声，推迟边界层转捩的发生，扩大层流区域；同时利用低表面能微纳米涂层在化学性能上突出的高度热稳定性和化学惰性，减小水滴对飞机机翼的附着力，获得自清洁和防冰等多种综合效果。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104778327A
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201510196146.2
申请日：2015-04-23
Applicant: 复旦大学
Abstract: 本发明属于机械设计技术领域，具体为一种基于人工神经网络的飞机翼型优化设计方法。本发明是在基于人工神经网络的翼型参数化反设计的基础上，进一步提出新型翼型优化方法，以此技术进行翼型数据库的扩充，增加设计人员的可利用技术资源。本发明通过分析研究参数化翼型数据的结构与人工神经网络的联系，寻找实现优化方向的手段；从理论和实验比较不同的学习关系对于人工神经网络的优化工作的影响，最终建构适合应用人工神经网络的翼型新型优化方法，使人工神经网络的智能化特点体现在满足更理想气动要求的翼型生成上。本发明将智能化地生成具备比原有的翼型更优良的气动性能的新翼型，形成设计工作的良性循环。
-
公开(公告)号：CN118297895A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410386997.2
申请日：2024-04-01
Applicant: 复旦大学附属中山医院
IPC: G06T7/00 , G06V10/26 , G06V10/774 , G06V10/764 , G06V10/82 , G06N3/0464 , G06N3/096
Abstract: 本发明提供了一种肝窦阻塞综合征的影像辅助诊断模型及方法，所述辅助诊断模型包括分割模块以及分类模块，所述分割模块用于对输入的患者CT图像数据进行肝脏分割，并输出分割后的全肝数据，所述分类模块用于对分割后的全肝数据进行图像标注及预处理，构建基于多尺度卷积的神经网络的预测模型，并对构建的模型进行训练和测试，根据神经网络模型的预测结果进行肝窦阻塞综合征的影像辅助诊断。本发明的肝窦阻塞综合征的影像辅助诊断模型及方法可以提升肝窦阻塞综合征的诊断准确度，缩短诊断时间。
-
公开(公告)号：CN114218697B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202111486780.1
申请日：2021-12-07
Applicant: 复旦大学
IPC: G06F30/17 , G06N3/09 , G06F111/10
Abstract: 本发明属于发动机流动控制技术领域，具体为一种应用微纳沟槽表面结构的叶栅数值模拟与湍流控制方法。本发明方法包括微纳沟槽表面的叶栅数值模拟和微纳沟槽表面对叶栅流道的湍流控制两个部分。本发明通过对表面近壁区域的大量微观模拟结果，得到由表面微纳沟槽引起的沿周向不同雷诺数区域的速度修正；将这些速度修正单元整合为滑移等效边界条件，并将其施加在叶栅边界，即完成简化的覆盖微纳沟槽的跨尺度数值模拟；通过对模拟所得的流场特征分析，研究表面微纳沟槽结构的湍流控制效果。本发明可以很好地平衡精度和效率，适于工程应用；应用本发明方法进行覆盖微纳沟槽表面结构叶栅的数值模拟，证明微纳沟槽表面的湍流控制作用。
-
公开(公告)号：CN113343347B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202110135782.X
申请日：2021-02-01
Applicant: 复旦大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种翼型前缘CST的垂直补偿修正方法及装置，用以解决传统设计方法中，CST方法对机翼前缘的关注度不足，而机翼前缘对整个机翼的气动性能关联度大，但现有技术中模型算法的精确度较低的问题。本申请实施例首先以传统CST创建的曲面旋转坐标系后，得到拟合的新曲面进行拟合缩小误差，再进行SST湍流模型进行流动模拟，前缘区域的几何局部变化所引入的相应气动性能变化的数值，进而提高翼型前缘部分的敏感度，从而建立起更加适合气动分析的模型，提高优化效率，获得最优设计方案。
-
公开(公告)号：CN113343347A
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202110135782.X
申请日：2021-02-01
Applicant: 复旦大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种翼型前缘CST的垂直补偿修正方法及装置，用以解决传统设计方法中，CST方法对机翼前缘的关注度不足，而机翼前缘对整个机翼的气动性能关联度大，但现有技术中模型算法的精确度较低的问题。本申请实施例首先以传统CST创建的曲面旋转坐标系后，得到拟合的新曲面进行拟合缩小误差，再进行SST湍流模型进行流动模拟，前缘区域的几何局部变化所引入的相应气动性能变化的数值，进而提高翼型前缘部分的敏感度，从而建立起更加适合气动分析的模型，提高优化效率，获得最优设计方案。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
21
records
(took 0.021 seconds)
