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公开(公告)号：CN101492090B
公开(公告)日：2012-08-29
申请号：CN200810017364.5
申请日：2008-01-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明一种后缘分离涡高升力高速层流翼型。本发明在翼型上表面坐标原点处至距前缘60％弦长处为顺压梯度段(A′)，翼型上表面保持正的小曲率段(A)，并逐渐减小；为使翼型后缘压力平缓恢复，在顺压梯度段之后采用两个逆压梯度段(B′)，其曲率由小的正曲率变为小的负曲率；翼型后缘为分离斜坡(C)，使流动在后缘发生分离，并且该分离斜坡的位置距前缘95％弦长附近。由于分离斜坡的作用，使分离不随迎角和马赫数向前发展，并且后缘分离涡增加绕翼型的环量，使翼型具有高升力。由于本发明所采取的技术方案，使后缘的分离涡出现，支持上表面较长顺压梯度的可能性，同时长顺压梯度可以让层流流动更加稳定，后缘的分离涡引起环量的增加，提高了翼型的升力。
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公开(公告)号：CN119749917A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202510259456.8
申请日：2025-03-06
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64U30/16 , B64U10/70 , B64U30/12 , B64U30/40 , B64U60/10 , B64U10/20 , B64C25/54 , B64C35/00 , B64C3/56 , B64C3/38 , B64C3/54 , B64C5/06 , B64C5/08 , B64C39/12 , B64C29/02 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明提出一种采用滑动式可折叠机翼的尾座式两栖飞行器及设计方法，涉及两栖飞行器技术领域。本发明通过设计可滑动和可折叠的机翼结构，满足尾座式水空两栖多模态飞行器在空中巡航和水面栖停两种模式下对重心、气动焦点和稳心的不同要求，使得飞机在水面栖停时，能够始终保持尾座式状态，满足进行水面作业任务的需要，并在能够在高海况条件下也可快速起飞。避免了传统尾座式固定翼飞行器在水面漂浮和空中巡航飞行两种状态下的重心、气动焦点和稳心之间的相对位置设计困难，传统布局设计难以保证飞行器在水面漂浮时稳定性的问题。
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公开(公告)号：CN119734822A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202510261716.5
申请日：2025-03-06
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提出一种采用可折叠机翼的尾座式无尾布局两栖飞行器及设计方法，涉及两栖飞行器设计领域。本发明针对无尾布局的尾座式两栖飞行器，通过设计可折叠的机翼机构，实现在空中巡航时，机翼展开保持大展弦比布局，而在水面栖停时，机翼折叠形成对机身的包络布局，从而满足无尾布局尾座式两栖飞行器在空中巡航模式对气动性能要求以及在水面栖停模式对重稳心距离和漂浮稳性要求，并在高海况条件下也可快速起飞。避免了传统尾座式固定翼飞行器在水面漂浮和空中巡航飞行两种状态下的重心、气动焦点和稳心之间的相对位置设计困难，传统布局设计难以保证飞行器在水面漂浮时稳定性的问题。
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公开(公告)号：CN119623244A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411583961.X
申请日：2024-11-07
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/27 , G06N3/0442 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种结合门控循环单元神经网络模型和高斯‑牛顿优化算法的飞行器参数辨识方法，该方法结合了GRU神经网络模型和高斯‑牛顿优化算法，用于解决复杂飞行器参数辨识问题。GRU神经网络模型设计为通过在飞行器系统的测量输入和输出之间直接建立非线性函数映射关系来对飞行器动力学进行建模，而无需任何动力学先验假设。高斯‑牛顿优化算法与训练完毕的GRU网络模型相结合，通过以迭代方式最小化与未知气动参数相关的代价函数，获得最优参数辨识结果。
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公开(公告)号：CN119389485B
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411933689.3
申请日：2024-12-26
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种适用于管射无人机Π型折叠翼的控制及展开锁定系统，属于管射无人机控制技术领域。该系统除了包括驱动主翼和两侧外翼从折叠位置旋转展开的旋转驱动模块以及将其锁定到完全展开位置的展开锁定模块外，还设有将两侧外翼锁定到折叠位置的外翼折叠锁定模块以及控制外翼分时解锁的控制模块，使向前旋转的一侧机翼在主翼旋转至与机身垂直时解锁外翼，而向后旋转的一侧机翼先于另一外翼预定时间解锁外翼，产生滚转恢复力矩来平衡主翼展开初期由于两侧机翼翼面上的来流速度差异而产生的滚转力矩，解决了外翼依靠机身约束折叠在无人机发射管内且在无人机发射离管后自主展开的控制方式导致无人机出管后滚转姿态出现较大偏差的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118351818A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410446956.8
申请日：2024-04-15
Applicant: 西北工业大学
IPC: G10K11/168 , G10K11/172 , B64C1/40 , B32B15/04 , B32B33/00 , B32B15/088 , B32B15/14 , B32B17/02 , B32B3/12 , B32B17/06
Abstract: 本发明提供了一种基于声波双边可调机制的多层隔声结构及其设计方法，解决由于传统隔声结构中多孔材料对低频噪声的吸收效率低，导致均匀多孔材料低频吸声时较大几何尺度需求与航空壁板有限几何尺寸不匹配的问题。该多层隔声结构为“金属壁板层‑多孔材料吸声层‑空气层‑声学超表面结构层‑空气层‑多孔材料吸声层‑金属壁板层”的多层复合对称隔声结构；声学超表面结构层用于调控声波，其包括多个二维阵列排布的声学单元；声学单元为Ω型亥姆霍兹共鸣器，声波入口侧设置有三面敞口的曲折空腔；两侧的抗特性不同，能够实现对两侧声波反射、折射的同时调控，增加声波在金属壁板层间的传播次数。
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公开(公告)号：CN117963146A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311780637.2
申请日：2023-12-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64D27/355 , B64D27/02 , B64C1/00 , B64C5/06
Abstract: 本发明属于飞行器设计领域，具体为采用引射式动力风扇的混合翼身‑联结翼布局的氢能飞机，包括翼身融合机身主体、后机身、联结翼、动力与能源系统和起落架。其中，翼身融合机身主体包括机头、中央翼段和机翼；中央翼段与机头、机翼高度融合；后机身采用常规桶状机身外形和常规垂尾；联结翼将垂尾与机翼连接起来；动力推进装置采用无扇叶射流涵道结构的引射式动力风扇；并采用氢燃料电池为飞机供电。本发明没有外露的旋转机械，能有效提高低空安全性，并且采用混合翼身布局形式在保留翼身融合体优点的前提下，能有效提高飞机的操纵性和稳定性；且以氢能为能源，能够彻底摆脱化石能源的消耗。
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公开(公告)号：CN113044199B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202110423438.0
申请日：2021-04-20
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及航空航天领域，公开了基于联结翼布局无人机的高性能低雷诺数串置层流翼型，包括串置层流翼型，串置层流翼型包括前置翼型和后置翼型，前置翼型具有若干个不同的前置翼型几何特征和若干个不同的前置翼型压力分布形态特征，后置翼型具有若干个不同的后置翼型几何特征和若干个不同的后置翼型压力分布形态特征。本发明满足了联结翼布局传感器飞行器在翼面内集成具有360°全向探测能力的大口径雷达的需求；设计工况附近宽泛的升力系数范围内本发明不仅具有极强的层流转捩和层流分离泡发展的鲁棒控制能力，而且具有高升力特性，在宽泛的升力系数范围内具有低气动阻力、高巡航升阻比和巡航效率因子。
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公开(公告)号：CN115009524B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202210838115.2
申请日：2022-07-17
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64D33/00
Abstract: 本发明提出一种基于正常运行状态下的太阳能飞机热控系统及方法，热控系统包括导热部件、MOFs材料控温组件和导热开关；部分导热部件紧贴固定在主翼内侧，另外部分导热部件内置于中空桁架及管道梁结构内，热量导出端口可以根据热量分配需求自由集束；导热部件将MOFs材料控温组件和电池、电子设备相连接，形成热量通道，MOFs材料控温组件根据电池与电子设备临界温度可自行调控脱/吸附过程实现降温/升温，实现“昼热夜用”或其它跨时空热量调控。该热控系统体积小，质量轻巧，能够高效导出太阳能电池板废热，可以巧妙实现太阳能电池板、电子器件及电池的智能控温，实现最佳效能工作。
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公开(公告)号：CN116882051A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310784478.7
申请日：2023-06-29
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/18
Abstract: 本发明涉及高超声速进气道设计领域，提出一种基于离散伴随的高超内转式进气道气动优化设计方法，具体包括以下步骤：步骤1：给定需要优化的高超内转式进气道初始外形，生成初始外形的CFD网格；步骤2：对进气道外形进行FFD参数化，选取气动优化的设计空间；步骤3：设定优化问题；步骤4：高精度CFD数值模拟，并构造、求解离散伴随方程，获取优化数学模型中目标函数关于设计变量的梯度；步骤5：采用序列二次规划(Sequential quadratic programming,SQP)优化算法对步骤3的优化问题进行优化求解，实现对高超内转式进气道的气动优化设计。
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