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公开(公告)号：CN117874925A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410112765.8
申请日：2024-01-26
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F30/27 , G06N3/084 , G06F111/10 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06N3/048 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开基于深度学习的梯度类气动外形优化方法、系统及设备，涉及气动设计领域。对待优化目标进行参数化得到参数化信息；接收参数化信息并更新网格坐标得到新的CFD计算网格；并对流场进行数值模拟得到待优化目标的气动力系数及流场变量分布信息；求解流场伴随方程得到气动力系数对设计变量的梯度；构建基于深度神经网络的气动力梯度快速预测模型；将设计变量及新的CFD计算网格中第一层网格内的流场变量输入气动力梯度快速预测模型得到气动力梯度，并将所得梯度和外形信息传递至优化器，以实现气动外形优化；本发明利用深度学习技术强大的非线性拟合能力，提高了气动力梯度求解的预测效率。
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公开(公告)号：CN114590418A
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210221688.0
申请日：2022-03-09
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明公开一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，确定高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力特性；分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式。本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置。本发明一方面通过高速飞行器表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器表面的微型涡流发生器产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
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公开(公告)号：CN110020500B
公开(公告)日：2021-01-01
申请号：CN201910317706.3
申请日：2019-04-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法，涉及高超声速飞行器。设计单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型；设计涡轮发动机通道和火箭发动机通道的尾喷管；设计并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型；设计调节机构。将多个发动机的喷管集合一体，集中排气，解决多个发动机的多通道尾喷管推力不对称问题，减小并联式TBCC发动机的阻力，并且可通过调节板调节喉道面积以满足并联式TBCC发动机在宽速域范围内的推力需求。将四个通道集合到亚燃冲压发动机尾喷管上，使得结构更为紧凑，降低了飞行器与发动机一体化设计的难度，并且在飞行器与发动机一体化设计的力矩配平中有很大的优势。
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公开(公告)号：CN114590418B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202210221688.0
申请日：2022-03-09
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明公开一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，确定高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力特性；分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式。本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置。本发明一方面通过高速飞行器表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器表面的微型涡流发生器产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
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公开(公告)号：CN114044135B
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202111553455.2
申请日：2021-12-17
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C27/467 , B64C23/00
Abstract: 本发明公开了一种抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，涉及直升机噪声控制技术领域，将至少一个合成射流激励器内嵌在桨尖的上表面，合成射流激励器能够产生向上的射流，射流能够与桨叶主流作用形成气动外形，产生高速脉冲噪声时桨尖上的激波为噪声激波，调整合成射流激励器的开启状态和控制参数改变气动外形的形状以削弱噪声激波的强度。该抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，能够有效的抑制直升机在各个飞行状态下旋翼的高速脉冲噪声，适用性好。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115795679A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211511303.0
申请日：2022-11-29
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种基于深度强化学习的旋翼翼型优化方法及系统，属于翼型设计领域。通过智能体与环境之间进行大量的交互学习，获得优化策略，可以对目标翼型进行动态失速优化获得更好性能的新翼型，优化策略所对应的优化过程具有物理可解释性；采用深度神经网络建立的用于预测旋翼翼型气动力迟滞回线的代理模型，具有更好的非线性预测能力。
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公开(公告)号：CN110795794B
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN201911063114.X
申请日：2019-10-31
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法，涉及直升机旋翼噪声。包括以下步骤：1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态；2)确定旋翼前行桨尖激波的位置；3)确定三角圆锥激波的位置及参数；4)将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上的参数；5)根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定吻切平面内鼓包的bump型线；6)生成三维鼓包型面。利用吻切理论和特征线法设计在旋翼桨尖上设计的鼓包，不仅可以减弱激波，消除激波“离域化”现象，起到抑制旋翼高速脉冲噪声的效果。另外，提出的鼓包设计方法，结构简单，技术实现方便，不需要额外复杂的控制系统，是一种很有潜力的旋翼高速脉冲噪声抑制方案。
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公开(公告)号：CN110795794A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201911063114.X
申请日：2019-10-31
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法，涉及直升机旋翼噪声。包括以下步骤：1)确定旋翼桨尖鼓包的设计点状态；2)确定旋翼前行桨尖激波的位置；3)确定三角圆锥激波的位置及参数；4)将三角圆锥激波离散切片，求每个吻切平面激波线上的参数；5)根据特征线理论求解每个吻切平面激波线后的流场参数，确定吻切平面内鼓包的bump型线；6)生成三维鼓包型面。利用吻切理论和特征线法设计在旋翼桨尖上设计的鼓包，不仅可以减弱激波，消除激波“离域化”现象，起到抑制旋翼高速脉冲噪声的效果。另外，提出的鼓包设计方法，结构简单，技术实现方便，不需要额外复杂的控制系统，是一种很有潜力的旋翼高速脉冲噪声抑制方案。
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公开(公告)号：CN118013883A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410181492.2
申请日：2024-02-18
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/28 , G06N3/0464 , G06N3/094 , G06F18/214 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种翼型气动力系数迟滞回线预测方法、装置、介质及产品，涉及深度迁移学习技术领域，所述方法包括：获取目标域中目标翼型在目标减缩频率下进行正弦俯仰振荡运动的所有目标样本；利用各目标样本对代理模型进行训练，得到目标域对应的气动力系数迟滞回线预测模型；获取目标域中目标翼型在目标减缩频率下进行正弦俯仰振荡运动的测试图像；将测试图像输入至目标域对应的气动力系数迟滞回线预测模型中，得到测试图像对应的预测气动力系数迟滞回线。本发明减少了新条件下翼型气动力系数迟滞回线预测所需的样本量，缓解了小样本下预测失真的问题。
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公开(公告)号：CN114044135A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111553455.2
申请日：2021-12-17
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C27/467 , B64C23/00
Abstract: 本发明公开了一种抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，涉及直升机噪声控制技术领域，将至少一个合成射流激励器内嵌在桨尖的上表面，合成射流激励器能够产生向上的射流，射流能够与桨叶主流作用形成气动外形，产生高速脉冲噪声时桨尖上的激波为噪声激波，调整合成射流激励器的开启状态和控制参数改变气动外形的形状以削弱噪声激波的强度。该抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，能够有效的抑制直升机在各个飞行状态下旋翼的高速脉冲噪声，适用性好。
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