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公开(公告)号：CN119160390A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411644510.2
申请日：2024-11-18
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C27/467 , B64C27/52
Abstract: 本发明公开了一种基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼，属于倾转旋翼直升机旋翼翼型设计领域；所述翼型的上表面前缘的弯度为0.202~0.242，上表面后缘的弯度为0.079~0.099；所述翼型的下表面前缘的弯度为0.146~0.176，下表面后缘的弯度为0.026~0.046；所述翼型的上表面后缘的斜率为‑0.09~‑0.11，下表面后缘的斜率为0.0057~0.0077；该翼型设置在倾转旋翼直升机桨叶展向60％‑85％位置，该翼型能够在亚声速下缓解大迎角分离现象，提高失速特性，在跨声速下削弱翼型上表面激波，推迟发散马赫数，相较于NACA64212后行桨叶翼型在亚声速、跨声速范围拥有更好的升力、阻力和力矩特性。
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公开(公告)号：CN117806276A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311788590.4
申请日：2023-12-25
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提出一种变体飞行器传感器故障诊断及容错控制方法，首先定义了变体飞行器的纵向非线性动力学模型，然后利用雅可比线性化方法建立了考虑变体飞行器传感器故障的切换线性变参数故障模型，接着基于BRB‑r专家系统建立传感器故障诊断模型以观测传感器故障，通过可靠性分析和引入证据推理算法，进一步地提高故障诊断精度，最后基于诊断结果构建容错控制器，实现容错控制。本发明无需依赖准确的变体飞行器数学模型，基于BRB‑r专家系统，利用证据推理算法融合监测数据和专家知识，并通过可靠度分析解决监测数据不完全可靠问题，提高了故障诊断的准确度。
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公开(公告)号：CN117910140B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410089945.9
申请日：2024-01-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0475 , G06N3/094 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/04
Abstract: 本发明属于飞行器设计优化技术领域，具体为基于混合条件生成对抗网络的飞行器气动电磁耦合优化设计方法，包括如下步骤：步骤S1：确定优化状态、优化目标和约束；步骤S2：选择基准外形，对基准飞行器外形进行参数化，确定设计变量、设计空间，并抽取样本；步骤S3：对样本点开展气动隐身性能计算，获得样本气动隐身数据集；步骤S4：基于样本气动隐身数据集构建MCGAN模型并验证；步骤S5：确定具体的优化数学模型，采用粒子群算法基于步骤S4获得的MCGAN模型进行寻优求解，获得优化后的飞行器外形。本发明的MCGAN模型能够在小样本下具备高精度预测能力，对样本数量需求小可降低计算成本，进而能够直接对飞行器三维外形开展气动电磁耦合优化设计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117910150A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410321573.8
申请日：2024-03-20
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/18
Abstract: 本发明公开了一种飞行器后掠机翼跨声速翼型设计方法及系统，属于飞行器设计领域，首先建立等效后掠角的不确定分布概率模型，并结合基本机翼的设计升力系数和马赫数，根据后掠机翼转换关系确定二维翼型的设计升力系数和设计马赫数；根据二维翼型的设计马赫数和设计升力系数概率分布，建立二维翼型稳健设计模型并进行翼型参数化，对参数化翼型的设计变量进行取样；对等效后掠角进行不确定分析，确定样本数据在各高斯积分节点对应的马赫数和升力系数的气动特性，构建PCE‑kriging代理模型并开展翼型稳健优化设计，根据最优翼型PARETO分布的解确定翼型，该方法设计的翼型更加适用于跨声速后掠机翼，性能较传统设计方法大幅改善。
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公开(公告)号：CN116654246A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310875101.2
申请日：2023-07-17
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C11/18
Abstract: 本发明提出一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，翼型前缘半径为0.00588，翼型最大厚度为13.10％，位于翼型30.5％弦长处，最大弯度为0.0126，位于翼型27.7％弦长处，后缘夹角为6.78°；所述前缘半径、最大厚度、最大弯度采用无量纲量进行描述，以翼型弦长c为基准。本发明相对于NACA 62(3)‑213经典层流翼型，其能够推后转捩位置，维持更大的层流区，具有更好的升阻特性。同时翼型弯度的增大能够平衡抬头力矩，使其较NACA 62(3)‑213具有更低的俯仰力矩峰值。
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公开(公告)号：CN119160390B
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411644510.2
申请日：2024-11-18
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C27/467 , B64C27/52
Abstract: 本发明公开了一种基于后行桨叶理论的高亚声速倾转旋翼翼型及机翼，属于倾转旋翼直升机旋翼翼型设计领域；所述翼型的上表面前缘的弯度为0.202~0.242，上表面后缘的弯度为0.079~0.099；所述翼型的下表面前缘的弯度为0.146~0.176，下表面后缘的弯度为0.026~0.046；所述翼型的上表面后缘的斜率为‑0.09~‑0.11，下表面后缘的斜率为0.0057~0.0077；该翼型设置在倾转旋翼直升机桨叶展向60％‑85％位置，该翼型能够在亚声速下缓解大迎角分离现象，提高失速特性，在跨声速下削弱翼型上表面激波，推迟发散马赫数，相较于NACA64212后行桨叶翼型在亚声速、跨声速范围拥有更好的升力、阻力和力矩特性。
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公开(公告)号：CN117910150B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410321573.8
申请日：2024-03-20
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/18
Abstract: 本发明公开了一种飞行器后掠机翼跨声速翼型设计方法及系统，属于飞行器设计领域，首先建立等效后掠角的不确定分布概率模型，并结合基本机翼的设计升力系数和马赫数，根据后掠机翼转换关系确定二维翼型的设计升力系数和设计马赫数；根据二维翼型的设计马赫数和设计升力系数概率分布，建立二维翼型稳健设计模型并进行翼型参数化，对参数化翼型的设计变量进行取样；对等效后掠角进行不确定分析，确定样本数据在各高斯积分节点对应的马赫数和升力系数的气动特性，构建PCE‑kriging代理模型并开展翼型稳健优化设计，根据最优翼型PARETO分布的解确定翼型，该方法设计的翼型更加适用于跨声速后掠机翼，性能较传统设计方法大幅改善。
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公开(公告)号：CN117910140A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410089945.9
申请日：2024-01-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0475 , G06N3/094 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/04
Abstract: 本发明属于飞行器设计优化技术领域，具体为基于混合条件生成对抗网络的飞行器气动电磁耦合优化设计方法，包括如下步骤：步骤S1：确定优化状态、优化目标和约束；步骤S2：选择基准外形，对基准飞行器外形进行参数化，确定设计变量、设计空间，并抽取样本；步骤S3：对样本点开展气动隐身性能计算，获得样本气动隐身数据集；步骤S4：基于样本气动隐身数据集构建MCGAN模型并验证；步骤S5：确定具体的优化数学模型，采用粒子群算法基于步骤S4获得的MCGAN模型进行寻优求解，获得优化后的飞行器外形。本发明的MCGAN模型能够在小样本下具备高精度预测能力，对样本数量需求小可降低计算成本，进而能够直接对飞行器三维外形开展气动电磁耦合优化设计。
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