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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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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：CN107421402B
公开(公告)日：2019-09-24
申请号：CN201710604390.7
申请日：2017-07-24
Applicant: 西北工业大学
Inventor： 王刚 , 马博平 , 王泽汉 , 叶正寅 , 其他发明人请求不公开姓名
IPC: F42B10/04
Abstract: 一种用于超音速巡航导弹的可变弹翼布局，各弹翼由上层翼和下层翼组成。所述上层翼倒置，使该上层翼弦向中心的顶角与下层翼弦向中心的顶角相对应。上层翼和下层翼均有独立的驱动机构。每个驱动机构中的二级齿轮减速器分别与安装在弹身内的4个传动机构固连。所述各驱动电机均采用双向电机。采用本发明的技术方案，导弹能够通过改变自身的弹翼分布，在导弹飞行全过程，包括爬升阶段、巡航阶段和俯冲阶段，均能保持较低的激波阻力。
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公开(公告)号：CN105966601A
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：CN201610422444.3
申请日：2016-06-14
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法。所述涵道风扇唇口充气气囊由涵道风扇的涵道体和三段橡胶薄膜组成；所述的涵道体为涵道风扇的一部分，所述三段橡胶薄膜均附着在所述涵道体迎风面上，组成了涵道风扇唇口充气单元和整流单元。其中充气单元为密封设计，充气单元可以进行充放气；整流单元与大气相通，不仅能改变充气单元的外形，还能起到整流的作用；气囊放气后在自身张力的作用下能紧贴在涵道风扇的涵道体上，不改变涵道风扇原始外形。数值模拟证明，安装唇口充气气囊后，涵道风扇的拉力更大，并且所需的螺旋桨扭矩更小，提高了涵道风扇在大迎角飞行时的工作效率。
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公开(公告)号：CN103144769B
公开(公告)日：2015-04-15
申请号：CN201310069667.2
申请日：2013-03-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C29/00
Abstract: 一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局，前涵道风扇对称的安装在各机身头部外侧；后涵道风扇对称的安装在各机身中部内侧；各涵道风扇分别通过传动组件中的涵道转动轴与位于机身内的传动组件连接。各涵道转动轴的轴线在机身轴线上的投影点与全机重心之间沿机身的轴向距离为1.125倍机翼弦长。本发明中，涵道风扇能够绕涵道转动轴旋转，当飞行器垂直起降时，涵道风扇为垂直90°位置，推力矢量向上，过渡阶段时涵道风扇绕涵道转动轴向前转动90°，巡航阶段时涵道风扇为水平0°位置，推力矢量向前，实现了垂直起降、高速巡航飞行，具有气动效率高、结构紧凑、可靠性强、机动性强、操纵灵活、远航程、低噪声等优势。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103162580B
公开(公告)日：2015-04-01
申请号：CN201310069596.6
申请日：2013-03-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: F42B10/04
Abstract: 一种超声速导弹的栅格翼，展向隔板和弦向隔板组成。各展向隔板长度方向的两个侧边的上表面和下表面为相互对称的楔面。第五隔板和第八隔板位于所述栅格翼前缘处的长边的一个表面加工成楔面，并使该楔面位于所述栅格翼的外表面；位于栅格翼前缘处的第六隔板和第七隔板长边的两个表面均加工成楔面。各展向隔板和弦向隔板上的楔面能够有效减小弦向隔板所产生的激波对展向隔板减激波的干涉影响。
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公开(公告)号：CN102221444B
公开(公告)日：2013-08-14
申请号：CN201110087123.X
申请日：2011-04-07
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01M9/08
Abstract: 一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置及调整方法。支撑基座的宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同。沿支撑基座长度方向分布有多排作动器，每排作动器由多个作动器组成；各作动器分别位于该机翼的各设计点上，并与该机翼的各设计点的横坐标对应。所述的作动器成对地安装在支撑基座的上表面和下表面；同一表面上处于同一列的各作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位移。本发明为基于风洞实验的翼型设计的翼面变形提供了方便实用的翼面变形调整机构，依靠风洞实验环境和条件，建立了高效的翼型优化设计系统，为工程实际提供不同的翼型结果，提高了目前翼型设计水平和设计效率。
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公开(公告)号：CN101767648B
公开(公告)日：2012-10-10
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：CN101734372B
公开(公告)日：2012-05-23
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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公开(公告)号：CN102094769A
公开(公告)日：2011-06-15
申请号：CN201110045227.4
申请日：2011-02-24
Applicant: 西北工业大学
IPC: F03D11/00
Abstract: 一种通过驻涡控制流动失速的风力机叶片翼型，在基础翼型上翼面，对修型起始点与翼型后缘点之间的翼型进行修型，并形成凹坑。修型起始点和凹坑起始点之间为直线连接，凹坑起始点和凹坑终止点之间用1/4圆弧连接，并通过B样条曲线连接凹坑终止点、第一过渡点、第二过渡点以及翼型后缘点。在翼型后缘处安装有Gurney襟翼。本发明减缓上表面厚度减小的幅度，以推迟上翼面流场的分离，并通过上表面的凹坑使得气流在此处的形成一个位置固定的旋涡，在该旋涡的作用下，翼型上表面的分离能够得到有效控制，避免分离涡无规则的脱落，并且在翼型上表面形成涡升力，减缓翼型的失速，使得翼型的失速迎角得以提高。
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