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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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公开(公告)号：CN113148103A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110319591.9
申请日：2021-03-25
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，包括上骨架、左电机、左电机座、右电机、右电机座、左小碳管、右小碳管、左翼梢小翼、右翼梢小翼、第1下骨架、第2下骨架、第3下骨架和第4下骨架。本发明提供一种可快速拆卸组装的微型无人飞行器骨架，通过给微小型柔性固定翼飞行器加装轻质、刚度较高的碳骨架，既克服微型柔性固定翼飞行器变形严重的缺点，同时具有可快速拆卸组装的优点。本发明主要应用于采用双腹鳍大后掠三角翼布局的柔性材料微型飞行器。
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公开(公告)号：CN117799848A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202410195623.2
申请日：2024-02-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提出一种高超声速乘波前体‑内转式进气道一体化设计方法，包括如下步骤：步骤1：基于给定进气道入口设计工况，设计获得内压缩基准流场；步骤2：基于给定自由来流设计工况，设计获得外压缩基准流场；步骤3：对步骤1和步骤2获得的基准流场进行粘性修正，获得修正后的轴对称构型和相对应修正构型的无粘流场；步骤4：基于步骤2获得的外压缩基准流场和步骤3修正后的无粘外压缩基准流场，设计获得乘波前体；步骤5：基于步骤1所得内压缩基准流场、步骤3修正后的无粘内压缩基准流场和步骤4所得乘波前体，设计获得高超声速乘波前体‑内转式进气道一体化构型。本发明能够有效提高高超声速乘波前体‑内转式进气道一体化构型的气动性能。
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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115358167B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211048896.1
申请日：2022-08-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种考虑发动机参数的飞发一体气动伴随优化设计方法，通过有效结合基于伴随的气动优化设计系统与所建立的发动机代理模型组，实现飞发一体飞行器巡航阶段更大航程或更长航时的优化目标；同时，又能继续发挥伴随梯度优化方法的优势。该方法利用基于离散伴随的气动优化设计方法对飞发一体飞行器开展气动优化设计。一方面，相较于全局优化方法，伴随优化方法的计算量更小，可以大幅度减少优化设计的时间，具有较高的优化效率；另一方面，构建的气动伴随优化设计系统中发动机代理模型组具有较高的精度，可以保证设计结果的准确性。
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公开(公告)号：CN115544646A
公开(公告)日：2022-12-30
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：CN118622513A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410753011.0
申请日：2024-06-12
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明属于飞行器进气道设计领域，具体为一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，包括如下步骤：步骤1：设计弱反射激波基准流场；步骤2：在弱反射激波基准流场中，采取流线追踪方法得到进气道三维形线，并通过放样操作得到上述形线构成的进气道压缩段型面；步骤3：按设定半径对进气道压缩段型面角区执行从内压缩段入口到出口的变圆角操作；再将该出口逐渐过渡为圆形出口，获得变截面隔离段；随后在变截面隔离段后拼接一段等直段圆柱面作为等直隔离段，获得三维方转圆内转式进气道。通过本发明无需对中心体参数进行探究，能够有效降低中心体设计的工作量；且能够削弱进气道唇口反射激波，进而提升进气道总体性能。
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公开(公告)号：CN118395889A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410480742.2
申请日：2024-04-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种考虑来流非均匀效应的内压缩轴对称基准流场设计方法，包括如下步骤：步骤1：给定自由来流设计工况和激波角，采用特征线法求解获得外压缩基准流场，提取外压缩前缘激波后流向截面的流动参数分布；步骤2：基于步骤1获得的流动参数分布，设定内压缩设计工况，并给定内压缩流场中的流动参数分布，采用特征线法求解获得均匀来流下的内压缩基准流场；步骤3：基于步骤1获得的流动参数分布，不断调整流动方向角度，给定入口边界条件，对步骤2获得的内压缩基准流场进行非均匀修正，获得修正后的内压缩基准流场。本发明够使能有效对均匀来流下的内压缩基准流场进行非均匀性修正，从而考虑来流非均匀性，进一步提高基准流场的气动性能。
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公开(公告)号：CN117150640A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202310941440.6
申请日：2023-07-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本发明涉及涉及计算流体力学和高超声速飞行器气动布局设计领域，提出一种考虑粘性效应的定平面密切锥双后掠乘波体设计方法，具体包括以下步骤：步骤1：确定设计工况与PLF、FCT设计型线；步骤2：通过步骤1中确定的PLF、FCT型线求解ICC型线；步骤3：根据步骤1中确定的设计工况，建立粘性基准流场的几何模型，采用CFD方法计算该几何模型的流场，获得粘性基准流场；步骤4：基于步骤2中获得的ICC曲线和步骤3获得的粘性基准流场，采用密切锥方法进行流线追踪，生成乘波体下表面，通过前缘型线截取自由流面生成乘波体上表面，最后组装生成完整的乘波体表面。本发明考虑粘性的影响能进一步提高双后掠乘波体在设计工况下的气动性能。
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