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公开(公告)号：CN114065662B
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202111341570.3
申请日：2021-11-12
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 提供一种适用于网格拓扑可变的翼型流场快速预测方法，针对同一基准外形扰动得到的系列翼型的定工况流场预测，具有一定的针对性，因此能够快速准确的实现对同系列翼型的流场数据预测；可对网格拓扑可变的翼型流场数据建模，降低了对训练样本的网格要求，实现了对翼型定常流场的快速准确预测，大量减少了流场计算耗时，减小了翼型气动弹性分析与优化过程中的大量流场计算耗时；在保证流场预测精度的同时，提高流场预测模型的通用性，适用于气动弹性分析与优化等实际问题。
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公开(公告)号：CN109941423B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN201910228106.X
申请日：2019-03-25
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速飞行器的模块化多功能防热结构，包括防热层、蜂窝层、蜂窝层盖板、热电材料、框架和底部盖板；所述的蜂窝层设置在框架内，热电材料设置在蜂窝层的容置空间内，蜂窝层上设置蜂窝层盖板；防热层设置在蜂窝层盖板上面，底部盖板设置在框架下面，防热层和底部盖板通过紧固件将蜂窝层和热电材料固定为模块化结构。本发明在飞行器承受严重气动加热时，该结构可保护机体结构不发生破坏，并将一部分气动热能量转换成电能供给飞行器使用，有效降低了飞行器的使用和维护成本。同时，开发的模块化以及拼接方案，便于在飞行器上安装和使用，具有一定的通用性。
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公开(公告)号：CN110979633B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN201911283009.7
申请日：2019-12-13
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器前缘冷却增强结构，所述高超声速飞行器前缘内部分布冷却通道，冷却通道中加入流体工质，前缘的冷却通道内设置有若干用于改变流经高超声速飞行器前缘处冷却通道中流体工质流动性能的涡流发生器。通过流动的工质将热量从高温区转移到低温区，尤其适用于飞行器前缘等局部温度极高，而相邻位置温度较低的区域。本发明结构简单，适用于增强各种超高速飞行器冷却通道系统的冷却能力。
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公开(公告)号：CN114065662A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111341570.3
申请日：2021-11-12
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 提供一种适用于网格拓扑可变的翼型流场快速预测方法，针对同一基准外形扰动得到的系列翼型的定工况流场预测，具有一定的针对性，因此能够快速准确的实现对同系列翼型的流场数据预测；可对网格拓扑可变的翼型流场数据建模，降低了对训练样本的网格要求，实现了对翼型定常流场的快速准确预测，大量减少了流场计算耗时，减小了翼型气动弹性分析与优化过程中的大量流场计算耗时；在保证流场预测精度的同时，提高流场预测模型的通用性，适用于气动弹性分析与优化等实际问题。
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公开(公告)号：CN113217192A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110588062.9
申请日：2021-05-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113153531A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110588076.0
申请日：2021-05-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种变溢流槽调节机构、超燃冲压发动机和高超声速飞行器，适用于宽速域飞行器进气道，变溢流槽机构包括调节板和调节机构；所述调节板具有调节板底部，所述调节板底部设置有多个调节塞，所述调节塞插入超燃冲压发动机的溢流槽内；所述调节机构与所述调节板连接，用于驱动所述调节板相对溢流槽移动进而改变溢流槽开口的大小。与采用前体/上进气道面变结构的方式、采用传统固定开口大小溢流槽的方式相比，可有效降低起动马赫数、调节进入燃烧室内部的气流品质，该结构调节范围较大，结构简单，质量较小，工程应用可实现性高，便于实现。
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公开(公告)号：CN110411287B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201910642238.7
申请日：2019-07-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: F42B10/14
Abstract: 一种螺旋下沉式机翼折叠展开机构，本发明涉及折叠翼技术领域，底座的顶板上表面内凹成型有下转盘凹槽，下转盘活动嵌设在该下转盘凹槽中，下扭簧嵌设在下转盘下表面的下转盘扭簧安装槽中，且下扭簧的外端与下转盘扭簧安装槽的外环面中的卡槽相卡设固定，下扭簧的内端与下转盘凹槽的内环面中的卡槽相卡设固定。其运动形式为纵向折叠式，采用“螺旋下沉”的设计方案，机翼在折叠展开过程中同时存在转动运动和平动运动，以实现一侧机翼沿转轴轴向的位置变化；同时，其还利用棘爪与挡块相配合，实现机翼展开到位后的定位锁死功能，稳定性更好，实用性更强。
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公开(公告)号：CN112861255A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202110013593.5
申请日：2021-01-06
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06K9/62 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于火箭级间段代理优化的自适应取样方法，该方法为火箭级间段优化技术提供了高效的自适应在线样本选择方法，以获得全局准确和局部精确的代理模型，从而使代理优化能够搜索到精确的全局最优解。方法具体步骤如下：在每一步样本细化迭代过程中，基于当前的代理模型利用试验设计方法采样，并采用模糊聚类算法对采样样本进行聚类，根据聚类将整个设计空间分割为若干子空间；在每个子空间内利用最大化目标期望提高函数和最小化模型预测目标的方法来获得新的样本；然后通过对子空间进行融合更新设计空间。该方法能够有效地平衡模型局部勘探和全局搜索，具有良好的自适应性，特别适用于具有强非线性和多极值的火箭级间段代理优化问题。
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公开(公告)号：CN109960878A
公开(公告)日：2019-07-02
申请号：CN201910229264.7
申请日：2019-03-25
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出一种面向高超声速飞行器总体的主/被动热防护系统耦合设计方法，首先以飞行器构型和网格、任务弹道以及主动冷却参数为输入，基于热平衡方程，利用工程算法求解获得气动热；其次选择热防护概念得到整个高超声速飞行器的被动热防护概念分布；之后确定被动热防护系统的规模包括厚度和质量，以及主动热防护系统的容量包括冷却工质的质量流量和允许的温升；最后进行评估以及迭代设计直至满足飞行器总体设计需求。本发明将主动冷却系统置于被动热防护系统壁面之下，从而在进行飞行器表面气动热计算、被动热防护概念分布以及被动热防护系统规模计算时，考虑了主动冷却的影响，实现了飞行器被动和主动热防护系统的耦合设计。
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