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公开(公告)号：CN108595788A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810302622.8
申请日：2018-04-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于模态多重网格的流场加速收敛方法，通过选择若干伪时间迭代步的流场快照，对其进行动力学模态分析，将物理空间流场信息投影到模态空间，并在模态空间将流场的高频分量截断，仅保留低频分量，再将其反投影回物理空间，能够有效地消除流场迭代过程中不同频率的扰动传播，显著加快流场收敛速度。与传统多重网格方法不同的是，本发明提出的模态多重网格方法不需要在物理空间对网格进行变换，巧妙地避免了复杂繁琐的网格粗化和细化的过程，而且能够非常方便地嫁接于任意流场求解器，而不需要对求解方法做任何改动，很方便地用于非结构网格流场加速收敛以及大规模并行计算。
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公开(公告)号：CN104443427B
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201410546791.8
申请日：2014-10-15
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开了一种飞行器颤振预测系统及方法，用于解决现有颤振预测系统预测精度差的技术问题。技术方案是系统包括激励信号发生器、激励执行机构、信号采集模块和数据处理与颤振预测模块。所述激励信号发生器生成的激励信号输入舵机，舵机通过助力器带动舵面按预定的指令偏转产生气动力形成激励，根据输入信号的不同，舵面以不同速率偏转产生不同的外激力，使测试部件得到充分激励。信号采集模块用来采集加速度响应和外激力响应信号。数据处理与颤振预测模块在每一个马赫数下只需一个亚临界速度测试点就能预测试验马赫数下的颤振临界点，且速度测试点离颤振临界点较远时预测精度也能达到所需要求，提高了颤振预测系统的预测精度。
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公开(公告)号：CN102390521B
公开(公告)日：2013-10-09
申请号：CN201110284903.3
申请日：2011-09-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 一种表面能够产生驻涡的机翼。活动翼面是在机翼的上翼面分割而形成，并通过活动翼面连接件固定在机翼前梁上。收放机构的支撑横梁的长度与活动翼面展长相同，被固定在活动翼面的下表面。收放机构的支撑杆的两端分别与各支撑杆铰链和作动器的作动杆连接。柔性挡板的两端分别固定在机翼后缘上翼面的内表面和活动翼面的下表面上。Gurney襟翼位于机翼的后缘处。本发明在机翼后缘附近产生一个台阶，在大迎角下，机翼后缘的分离涡被控制在台阶处，且在台阶中形成驻涡，使的机翼上表面的分离区明显减小。本发明具有推迟机翼的失速迎角和减弱机翼的非定常效应的作用；所采用的Gurney襟翼具有增升作用，从而提高了飞机的着陆时的气动性能。
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公开(公告)号：CN101767648A
公开(公告)日：2010-07-07
申请号：CN201010013713.3
申请日：2010-01-14
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C17/00
Abstract: 一种消除大迎角细长体侧向力的装置，包括薄膜支撑架和收放机构。在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝，飞行器头部前端内安置小支架(8)和大支架(17)。电动伸缩杆(7)位于两个支架之间，并且电动伸缩杆(7)的轴线与两个支架的中心连线重合。导轨(6)位于飞行器轴线下方并飞行器轴线平行。连接筒(18)套装在薄膜支撑架的套筒(2)上，并通过滑块(12)的连接板与连接筒(18)一侧的两个连接片固连。本发明通过电动伸缩杆在飞机轴线方向的伸缩运动实现薄膜(5)的展开和收回，在气流的作用下，薄膜产生自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力，结构简单、性能可靠，适用于战斗机或战术导弹等飞行器。
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公开(公告)号：CN101734372A
公开(公告)日：2010-06-16
申请号：CN201010013712.9
申请日：2010-01-14
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C13/28
Abstract: 一种消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置，包括薄膜支撑架和收放机构。在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝；在飞行器内头部顶点处固定有铰链(12)，并且该铰链的中心位于飞行器的轴线上；薄膜支撑架装在飞行器内，并且该薄膜支撑架位于飞行器纵向对称平面上；薄膜支撑架三角形的顶点端与飞行器头部顶点处的铰链(12)连接，并能够绕铰链(12)的中心转动。当飞行器在大迎角飞行范围以内时，弹出薄膜支撑架，膜片在气流中自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力；当飞行器恢复小迎角状态时，收放机构将支撑架收回至细长体前体内部。本发明适用于头部锥度小于42°的飞行器，具有结构简单、性能可靠的特点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119357530A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411422741.9
申请日：2024-10-12
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种压缩波系湍流边界层相互作用下干扰长度标度律修正方法，首先将曲面离散为若干个微元直线段，然后结合斜激波关系式计算气流经过压缩波系的压升，以及压缩波覆盖范围；接下来计算分离激波产生的压升；计算产生相同气流折转角的激波所带来的干扰长度；最终引入计算公式利用无量纲参数描述压缩波系分散度的影响。本发明中通过引入压力梯度的影响，解决了传统预测方法中利用压比作为判据进行分离尺度的预估，能够有效地对压缩波系诱导的边界层干扰长度进行预测。
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公开(公告)号：CN119293976A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411816829.9
申请日：2024-12-11
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种抑制后掠机翼激波抖振的主被动控制方法，属于飞行器流动主被动协同控制领域，包括：建立后掠机翼的数值模拟几何模型，和后掠机翼主被动协同控制律设计模型，并结合后掠机翼跨声速抖振流场求解器进行流场状态分析，对后掠机翼主被动协同控制律设计模型进行训练，得到最优后掠机翼主被动协同控制律设计模型，对后掠机翼进行主被动控制，完成后掠机翼激波抖振的抑制。本发明采用主被动协同控制思路，通过主动控制装置和被动控制装置的相互配合，有效地降低了升力脉动幅度，同时，本发明采用深度强化学习控制，能够在一定范围的流动状态内消除后掠机翼激波抖振现象。
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公开(公告)号：CN119167663A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411665246.0
申请日：2024-11-20
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/13 , G06F17/11 , G06F17/17 , G06F17/18 , G06F18/27 , G01M9/00 , G01M9/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种桥梁断面颤振的高效高精度预测方法，涉及桥梁抗风技术领域。本发明构建了桥梁断面颤振特性的高效、低成本预测方法。仅需要经典颤振导数模型插值预测方法约1/5的风洞实验车次，便可以实现对于该断面颤振特性的准确预测；构建了桥梁断面颤振特性的预测方法仅依赖低风速、亚临界下的实验数据，实现更安全的建模，仅仅从颤振前、微小振动甚至不振动实验中进行测试采样，提取非定常气动力的物理信息；利用两次符号回归方法，实现先降维再建模的流程，降维使得符号回归方法降低过拟合风险，增强建模方法的鲁棒性，可以将预测精度提高一个数量级。
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公开(公告)号：CN118886282A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411367357.3
申请日：2024-09-29
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F17/11 , F03D17/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及风力发电机气动阻尼预测技术领域，公开了一种风力机叶片单自由度振动的气动阻尼预测方法，包括以下步骤：获取叶片的不同翼型，选取标准翼型控制截面，根据叶片的结构几何参数随展向位置分布关系，计算标准翼型控制截面的当地攻角与质量比；对标准翼型控制截面进行降阶模型方法建模，得到耦合系统，同时获取在不同风向角与减缩频率下的耦合系统的结构模态阻尼，得到标准翼型控制截面的气动阻尼，采用插值法获取剩余翼型控制截面的气动阻尼；获取耦合系统的模态形状与模态频率，计算各翼型的气动阻尼，利用模态叠加法进行叠加，得到叶片的气动阻尼；该方法提高了风力机叶片的气动阻尼预测精度。
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公开(公告)号：CN118551651A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410667365.3
申请日：2024-05-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/15 , G06N3/08 , G06F18/214 , G06F18/21 , G06N3/0464 , G06V10/40 , G06V10/82 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06V10/77 , F02C7/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种基于唇罩激波识别的进气道鼓包的主动控制方法，属于超声速推进系统的技术领域；方法步骤包括：构建进气道模型布置压力传感器；基于所获取的压力数据和流场图像数据建立样本数据库；构建唇罩激波角度识别神经网络模型并对其进行训练；采用样本数据库中验证集和测试集分别对神经网络模型进行验证和测试；利用训练好的神经网络模型对待处理的进气道压力数据进行唇罩激波角度预测；计算唇口激波打在进气道下壁面的绝对位置；基于绝对位置，调整鼓包位置，使得鼓包后表面位于唇口激波打在下壁面的位置。本发明保证了随着飞行器飞行状态的变化，鼓包可以随着自适应保持在最优位置，从而保证进气道入口处流动的最优异性能。
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