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公开(公告)号：CN119637069A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411812851.6
申请日：2024-12-10
Applicant: 浙江大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本发明公开了一种用于相变发汗的微通道装置及应用方法，属于飞行器热防护技术领域。结构由内到外依次为实体内壁、输运相变层、发汗外壁面，主要由底板、多孔肋壁、实体肋壁、实体外壁、入口流道、主流道、支流道等部分组成。底板是实体内壁，起支撑和输运作用；流道可分为入口流道、主流道和支流道，冷却介质依次通过入口流道、主流道和支流道；冷却介质通过周期排布的多孔肋壁引射进入外流场；实体肋壁隔离相邻主流道，使冷却介质通过多孔肋壁流出；实体外壁多孔肋壁的外表面齐平，构成发汗外壁面；本发明具有结构一体化、厚度薄、发汗均匀且高效的特点，可为高速飞行器的长时间跨域航行热防护提供新途径。
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公开(公告)号：CN115848614B
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202211544382.5
申请日：2022-12-04
Applicant: 浙江大学
Abstract: 本发明公开了一种软硬耦合可变特征智能飞行器，飞行器包括头部、机舱、差动仿生平尾、可折叠变形机翼和带舵面仿生垂尾；机舱的前部设有塔式机翼转轴组件和转轴，用于驱动伸缩左右两侧一对可折叠变形机翼；机舱的中部设有飞行控制器，内部设有飞行器目标特性软硬耦合系统，用于根据飞行工况自动控制可折叠变形机翼后掠角和分布式特征频谱发射器阵列，进而模拟不同目标特性雷达特征；可折叠变形机翼由左右两个构成，单侧最大90度展开，最小0度完全收缩进入机舱内部；可折叠变形机翼内部设有分布式特征频谱发射器阵列，用于自定义模拟不同目标特性雷达特征。本发明能够进行自适应软硬件耦合变形控制，模拟多型智能飞行器和飞行器的雷达特征。
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公开(公告)号：CN117508560A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311637362.7
申请日：2023-12-01
Abstract: 本发明公开了一种基于粗糙元与微射流组合流动控制的降热减阻系统及应用。该系统包括耐高温蒙皮、粗糙元阵列、微孔阵列、气路接口、供气管路、储气罐、电磁减压阀、温度传感器、压力传感器和控制器。粗糙元阵列布置在耐高温蒙皮表面，通过调控边界层流动结构能够实现高效减阻，当粗糙元阵列受高温高速来流持续冲刷影响温度升高至接近安全运行温度上限时，开启微射流系统使微孔阵列产生大量微射流，一方面能够通过调控边界层流动结构实现降热减阻，另一方面能够在近壁面形成一层低温气膜保护粗糙元阵列。本发明同时解决了粗糙元技术的热失效问题和微射流技术的冷却工质消耗量问题，能够实现低成本高可靠度的降热减阻效果，具有良好的工程应用前景。
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公开(公告)号：CN116894403A
公开(公告)日：2023-10-17
申请号：CN202310823290.9
申请日：2023-07-06
Applicant: 浙江大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/10 , G06N3/126 , G06F111/06 , G06F111/08 , G06F111/10 , G06F111/04 , G06F113/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭气动力热耦合多目标优化设计方法，包括以下步骤：建立运载火箭气动优化设计问题，其中包括设计目标以及约束条件；根据运载火箭几何外形模型，确定设计变量；在设计空间中采样获得样本点；将样本点导入数值计算模型中，获得各个样本点对应的气动性能参数；利用所述样本点以及气动性能参数构建代理模型代替数值计算模型；检查所述代理模型预测精度，若精度达不到要求则利用加点准则增加样本点重新构建代理模型，直到预测精度达到要求；使用全局优化算法对代理模型进行寻优，获得代理模型帕累托前缘。本发明相较于传统设计方法更具效率与全局性，能够在保证满足工程约束的同时完成减阻降热的工作。
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公开(公告)号：CN116353815A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310458399.7
申请日：2023-04-26
Applicant: 浙江大学
Abstract: 本发明公开了一种适用飞翼布局的推力矢量操纵机构，属于航空技术领域。所述的推力矢量操纵机构包括机体、喷流出口、喷流导流片、矢量调节片、舵机；所述机体为翼身融合的飞翼式布局飞行器，所述喷流出口位于机体后缘两侧；所述喷流导流片两侧与机体固定，其对称面为喷流出口的上下对称面；所述矢量调节片与喷流导流片铰接；所述舵机的输出轴与矢量调节片的铰链轴同轴，且与喷流导流片固定连接。本发明利用控制喷流流量与调节矢量调节片偏转，即可为飞行器提供更大的三自由度操纵力矩，同时简化了飞行器的系统设计，减小了舵面对隐身性能的破坏。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113289529A
公开(公告)日：2021-08-24
申请号：CN202110503153.8
申请日：2021-05-10
Applicant: 浙江大学
IPC: B01F13/00
Abstract: 本发明公开了一种基于压电式合成射流技术的微流体混合器及其混合方法。该混合器从下到上依次包括基板、盖板、压电振子三部分；基板依次设有进样口、混合通道、出样口；混合通道两侧分别设有合成射流激励器；合成射流激励器包括合成射流腔体和合成射流喷口，合成射流喷口和混合通道相连，合成射流腔体由基板的凹槽、盖板的通孔和压电振子组成。当向压电振子施加交流电压时，压电振子的伸缩将带动混合通道两侧腔体体积出现周期性变化，从而在合成射流喷口处交替形成吹、吸射流。与现有技术相比，本发明具有结构紧凑、加工性好、强化混合效果好、可调节能力强、易于集成等显著优势。
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公开(公告)号：CN108181077B
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201711345840.1
申请日：2017-12-15
Applicant: 浙江大学
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种可改变来流状态的双流体喷流装置，用于置于风洞内，包括支撑体和支撑连接于支撑体上方的喷流结构，支撑体设置有气体接头、与气体接头连通的气流通道；喷流结构内部形成有与气流通道连通的主气体稳定腔，主气体稳定腔后依序连接喷流收缩部、喷流喉部和喷流扩张部；喷流结构内部还形成有与主气体稳定腔相互隔离的扰动腔，扰动腔连接有用于供入扰动气源的进气管，扰动腔的其中一个壁板贯穿设置有连通扰动腔与外界的扰动通道，扰动通道用于供扰动腔中气体喷出与风洞喷管喷出的主流来流混合。本发明不但可实现双喷管剪切流动，还可改变风洞喷管来流的状态，满足更多种情况的实验需求，节省投资、无需更换风洞设备。
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公开(公告)号：CN110083895A
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201910294868.X
申请日：2019-04-12
Applicant: 浙江大学
Abstract: 本发明公开了一种基于神经网络的表面热流辨识三维效应修正方法。该修正方法是在驻点热流周围区域的内壁面安装若干温度传感器，先利用内部各个温度测点的温度数据，通过一维热流辨识方法得到相应受热表面点上的热流，然后引入人工神经网络算法，将上一步中各个测点相应的辨识热流归一化处理后作为神经网络的输入序列，在神经网络中通过训练得到输出的反归一化结果作为所关注区域的热流辨识值。本发明提出的修正方法避免了三维辨识的时间复杂性，同时结合了顺序函数法良好的抗噪性和神经网络的强非线性，能够大大简化传统模型，提高了驻点热流的辨识精度，保证了在线辨识的实时性。
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公开(公告)号：CN109033525A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810678870.2
申请日：2018-06-27
Applicant: 浙江大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018
Abstract: 本发明公开了一种基于简化三方程转捩模型的高超声速转捩预测方法。该方法在γ‑Reθt转捩模型的基础上，通过引入当地化的压力梯度参数构建了新的转捩经验判定关系式，成功去掉了转捩动量厚度雷诺数Reθt的输运方程。在此基础上，通过耦合湍流/转捩模型可压缩修正方法实现了高超声速边界层流动转捩的模拟预测。本发明提出的高超声速转捩预测方法相比γ‑Reθt转捩模型，具有更为简单的转捩经验判定关系式，计算量有所下降，并且能够准确预测高超声速边界层转捩起始位置、转捩区域长度以及物面的热流和摩阻系数。
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公开(公告)号：CN108152000A
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201711345872.1
申请日：2017-12-15
Applicant: 浙江大学
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，用于置于风洞内，包括支撑体和设置于所述支撑体上方的喷流结构，支撑体外部设有气体接头，内部设有与气体接头连通的气流通道，支撑体上设有用于与支撑装置连接固定的固定部；喷流结构的内部设有与气流通道连通的气体稳定腔、位于气体稳定腔之后的喷管，喷管包括依序衔接的收缩部、喉部、扩张部，扩张部的出口呈方形，喷流结构还包括位于气体稳定腔前端、用于正对风洞喷管的出口的尖劈前体，尖劈前体的尖锐端位于超声速喷流装置的最前端。本发明用于风洞实验时尖劈前体正对风洞喷管的出口，可避免来流出现正激波，确保来流压力准确，以提高实验的准确性。
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