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公开(公告)号：CN115544646B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202211112315.6
申请日：2022-09-13
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提出一种利用泄压狭缝提升进气道起动性能的流动控制方法。首先对进气道初始构型起动及不起动过程流场求解及进气道起动性能评估；其次根据求解得到的进气道初始构型起动及不起动过程的流场特征，设计泄压狭缝布置方案，包括确定进气道不起动流场中压缩面上主分离区的分离点和再附点位置，在主分离区分离点后方、分离区中部以及分离区再附点前方分别设置狭缝；最后确定泄压狭缝布置方案提高进气道性能，拓宽进气道工作马赫数范围。本发明可有效提高进气道的起动性能，拓宽进气道的工作范围，并且在巡航工况下具有极小的性能损失以及流场变化。
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公开(公告)号：CN115352619B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202211127830.1
申请日：2022-09-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明公开了一种自适应台阶高度的环量控制机翼，所述环量控制机翼的机翼主体截面翼型为超临界翼型，在机翼主体后缘设置环量控制装置。通过将柯恩达型面与机翼主体滑动连接，并使用一套驱动控制系统控制其相对位置，使柯恩达型面可以在射流工作过程中实现在第一、第二喷口之间的精准移动，最终实现了根据射流气腔的工作压比对喷口后台阶高度的自适应调整，显著扩大了环量控制装置的有效工作范围，并在其有效工作压比范围内射流均处于最佳附着状态，提高了环量控制效率。此外，台阶高度的变化不会引起其他环量控制装置外形如柯恩达弧面等的变化，提高了环量控制装置的稳定性，降低了设计难度。
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公开(公告)号：CN115422654B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211003513.9
申请日：2022-08-21
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于CFD/CSD技术的跨/超声速飞行器高效高精度颤振时域分析方法，该方法采用URANS方法计算非定常气动力；采用四阶Milne‑Simpson预估‑校正的线性多步法提高计算精度；假设广义气动力是时间与广义位移的二元函数，通过采取二元函数的三次Lagrange插值多项式对广义气动力进行插值以替代原预估步后所需进行的CFD计算，从而在充分利用预估步计算信息的同时大幅提高计算效率，最终完成了跨/超声速速域飞行器机翼、舵面等部件非线性颤振的高效高精度时域分析。
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公开(公告)号：CN115618497A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211374735.1
申请日：2022-11-04
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/08 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种基于深度强化学习的翼型优化设计方法，该方法不同于监督性学习，而是有着自主学习策略，长期奖励最大的特性，是一种更接近智能化的优化方法，且具有可迁移性以及策略的普适性。若是在一定范围内改变设计条件，例如来流马赫数、雷诺数等，原来优化得到的策略依旧能够提供初始优化方向，优化目标在很短的步数内就可以有明显的提升。
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公开(公告)号：CN115438584A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211127807.2
申请日：2022-09-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于深度学习的翼型气动力预测方法，提取翼型的设计参数、表面压力系数和气动力系数用于神经网络的训练和测试，通过表面压力系数进一步提取翼型的压力特征，作为神经网络的输入，从而预测气动力和翼型设计参数。现有技术相比，使用多层感知器神经网络，构造了翼型气动力预测模型，能够高效准确的获取气动力；而且以翼型压力特征作为输入通过多层感知器模型预测气动力系数和翼型几何外形的方法，避免大量离散点上的流畅变量数值求解，有效提高了翼型气动力预测效率和精度。此外，本发明搭建的卷积自动编解码器和多层感知器神经网络模型，可以刻画更复杂的非线性关系，有助于对翼型压力特征的精确识别和气动力的准确预测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112100835B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202010925232.3
申请日：2020-09-06
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/13 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种适用于复杂流动的高精度数值模拟方法,通过采用二维空间模板插值的方式，完成高阶重构多项式的构造，解决了多维黎曼求解器中所需的重构变量无法由传统适用于结构化网格的高阶格式直接求解的弊端，提高波系结构的分辨率以及计算稳定CFL数；并优选通过采用间断探测技术，有效提高了程序的求解效率。本发明能够在解的光滑区域保持一致的时空高阶精度，基本无震荡地完成对流场间断的捕捉并保证流场解的多维特性保持良好。
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公开(公告)号：CN109878757B
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN201910158141.9
申请日：2019-03-03
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供的适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，翼型前缘半径为0.13％C，最大厚度为5％C，最大厚度位置25.8％C，最大弯度1.26％C，最大弯度位置24.9％C，后缘厚度0.17％C。本发明的特点是：首先，其在超声速状态时，在保证升阻比的前提下提升了可使用升力系数，可有效增强超声速靶机的超声速机动特性；其次，其在跨声速状态下，升阻比特性和可使用升力系数均得到了一定改善，能够提升超声速靶机在跨声速状态巡航时的升阻特性和机动动作时的过载性能；此外，其在低速状态下的可使用最大升力系数、失速性能和升阻比也都得到了提升，从而满足超声速靶机在起降阶段的性能需要。
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公开(公告)号：CN112861263B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202110198896.9
申请日：2021-02-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种适用于可压缩两相流的计算模拟方法，该方法采用五方程模型描述可压缩两相界面的流动，将五方程与刚性气体状态方程耦合使得方程组封闭。本发明采用有限体积法离散化方程组，采用三阶TVD格式对原始变量进行空间重构，采用HLLC近似黎曼求解器求解单元边界的数值通量，采用三阶显式的龙格‑库塔格式进行时间推进。本发明的计算模拟方法可以准确地捕捉到激波间断、物质接触间断和膨胀波，为两相流的数值模拟研究提供了可靠的数值模拟平台。
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公开(公告)号：CN109436296B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN201811601135.8
申请日：2018-12-26
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法，筒式发射的折叠翼无人机包括：折叠翼无人机(7)和发射筒(6)；在筒装状态时，所述折叠翼无人机(7)处于完全折叠状态并设置于所述发射筒(6)的内部；所述发射筒(6)发射所述折叠翼无人机(7)时，所述折叠翼无人机(7)被从所述发射筒(6)中弹出，经过逐渐展开的变体过程后，爬升进入完全展开的巡飞任务状态。优点为：具有结构简单，重量轻，工程可实现性较强的特点。同时，本发明通过使用具有在折叠状态下占用空间小且在展开状态下机翼面积大、展弦比大等特点的Z字型折叠弹翼，有效提升了本发明的空间利用率和在巡飞任务状态的气动性能。
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公开(公告)号：CN116167149A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211089871.6
申请日：2022-09-07
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种适用于超临界翼型抖振抑制的表面修型方法，首先选取基础翼型，给定长度参数L、L1、L2，以此来确定施加于基础翼型上的Bump斜坡段、顶峰段和后缘段的长度；然后确定Bump的位置参数Xc，位置参数Xc为Bump斜坡段起点的弦长位置；之后从超临界翼型表面截取与Bump顶峰段相对应L2长度的型面，沿翼型Z方向偏移初始高度H，得到Bump的顶峰段两端点C和点D；连接点A、C得到斜坡段，连接点D、B得到后缘段；通过改变偏移高度H，得到最佳抖振抑制时的最优高度Hopt；通过参数L、L1、L2、Xc、Hopt，得到施加于超临界翼型上的最优Bump型面ABCD，完成表面修型。本发明在超临界翼型的上表面合理布置Bump，对超临界翼型的跨音速激波抖振现象进行抑制。
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