-
公开(公告)号：CN116842629A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310487426.3
申请日：2023-05-04
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空航天领域和计算流体力学领域，提出一种用于高超声速飞行器的多模态耦合转捩预测方法，具体包括以下步骤：S1，建立可压缩三维边界层特征参数数据库，获得当地和非当地变量之间的关系；S2，利用S1中建立的边界层特征参数数据库将非当地变量当地化，建立当地化的各模态数学模型；通过线性叠加实现多模态耦合；S3，基于S2中建立的当地化的失稳模态，建立层流脉动粘性系数输运方程和间歇因子输运方程；S4，将S3中建立的层流脉动粘性系数输运方程和间歇因子输运方程与SST湍流模型耦合，建立νLF‑γ‑k‑ω四方程的湍流‑转捩模型，并将其嵌入已有的CFD求解器；S5，采用S4中的CFD求解器对高超声速飞行器层流‑湍流转捩进行预测。
-
公开(公告)号：CN119903603B
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510374764.5
申请日：2025-03-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提出一种适用于包含温度梯度的水下航行器转捩湍流流场求解方法，通过直接调用考虑温度梯度的水下边界层转捩湍流模型进行CFD求解，实现水下航行器在壁面热控制条件下边界层转捩位置和转捩过程的预测。首先求解包含温度方程的不可压缩相似性方程组，建立水下边界层特征参数数据库，在给定流动工况下进行线性稳定性分析，得到不同流动工况条件下的转捩动量厚度雷诺数#imgabs0#，拟合得到转捩动量厚度雷诺数#imgabs1#与流动工况的拟合关系式作为转捩判据；将转捩判据植入至转捩模型的源项，得到考虑温度梯度的水下边界层转捩预测模型，最后根据转捩预测模型修改Menter SST湍流模式中湍动能输运方程的产生源项和破坏源项，得到考虑温度梯度的水下边界层转捩湍流模型。
-
公开(公告)号：CN114738179A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210349234.1
申请日：2022-04-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提出一种新型高鲁棒性的高升阻比风力机层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝0.942％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝20.25％，最大厚度位置位于x/c＝30.62％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝2.15％，最大弯度位置位于x/c＝70.8％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.26％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别能够具有±3％的最大误差。本发明针对粗糙翼型状态的设计同时兼顾了光滑状态的性能，在叶片全使用周期内具有更高气动性能和鲁棒性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114684348A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202210348656.7
申请日：2022-04-01
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明提出一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别具有±3％的最大误差；翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长；Ma＝0.71时，翼型阻力发散马赫数不小于0.73；Ma＝0.20时，翼型最大升力系数不小于1.75。本发明针对低速和高速巡航状态为层流主控设计，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和，高阻力发散马赫数的特点。
-
公开(公告)号：CN120030952A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510502834.0
申请日：2025-04-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种适用于绝热壁跨介质航行器转捩湍流预测方法，首先建立跨介质航行器三维模型，基于跨介质航行器的三维模型创建计算网格并施加流场边界条件，得到跨介质航行器计算模型；然后利用嵌入改进转捩湍流模型的CFD求解器对步骤1建立的跨介质航行器计算模型进行流场求解，获得转捩位置。本发明通过引入压力梯度因子对边界层转捩预测模型中涉及到的当地化动量厚度雷诺数、转捩动量厚度雷诺数进行修改，提出了根据转捩动量厚度雷诺数#imgabs0#和边界层边缘的马赫数#imgabs1#修正的模型函数#imgabs2#，得到适用于跨介质流体环境的边界层转捩预测模型，能够为跨介质航行器的流动噪声控制提供精确高效的边界层转捩‑湍流预测，以满足实际工程需求。
-
公开(公告)号：CN119903603A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202510374764.5
申请日：2025-03-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提出一种适用于包含温度梯度的水下航行器转捩湍流流场求解方法，通过直接调用考虑温度梯度的水下边界层转捩湍流模型进行CFD求解，实现水下航行器在壁面热控制条件下边界层转捩位置和转捩过程的预测。首先求解包含温度方程的不可压缩相似性方程组，建立水下边界层特征参数数据库，在给定流动工况下进行线性稳定性分析，得到不同流动工况条件下的转捩动量厚度雷诺数#imgabs0#，拟合得到转捩动量厚度雷诺数#imgabs1#与流动工况的拟合关系式作为转捩判据；将转捩判据植入至转捩模型的源项，得到考虑温度梯度的水下边界层转捩预测模型，最后根据转捩预测模型修改Menter SST湍流模式中湍动能输运方程的产生源项和破坏源项，得到考虑温度梯度的水下边界层转捩湍流模型。
-
公开(公告)号：CN119740390A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411919482.0
申请日：2024-12-25
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , B64F5/00 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/04 , G06F113/08
Abstract: 本发明针对液氢燃料喷气式飞机缩比验证需求，提出的一种使用液氢燃料的喷气式飞机缩比技术验证机总体参数设计方法，首先估计缩比技术验证机起飞重量，然后计算满足估计的缩比技术验证机起飞重量所需的最小机翼参考面积，并确定初步的缩比比例，再利用修正后的缩比技术验证机的气动力和力矩系数进行校核，之后计算液氢储罐体积，并验证液氢储罐能否布置在当前缩比比例下的缩比技术验证机内，若可以，泽得到缩比比例，否则重新估计缩比技术验证机起飞重量。本发明能够为进一步开展缩比验证机总体方案设计提供支撑。
-
公开(公告)号：CN114684348B
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202210348656.7
申请日：2022-04-01
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明提出一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别具有±3％的最大误差；翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长；Ma＝0.71时，翼型阻力发散马赫数不小于0.73；Ma＝0.20时，翼型最大升力系数不小于1.75。本发明针对低速和高速巡航状态为层流主控设计，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和，高阻力发散马赫数的特点。
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
8
records
(took 0.018 seconds)
