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公开(公告)号：CN116049975B
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202211623925.2
申请日：2022-12-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种考虑安装效应的对转桨扇性能计算方法,属于航空发动机领域；首先计算前排桨扇的进口条件，然后进行前排桨扇进距比的安装效应修正，然后插值前排桨扇特性图获得前排桨扇的效率和功率系数，再对效率进行安装效应的修正，并计算前排桨扇所产生的自诱导速度和互诱导速度；然后计算后排桨扇的进口条件，进行后排桨扇进距比的安装效应修正并插值后排桨扇特性图获得后排桨扇的效率和功率系数，再对效率进行安装效应的修正，并计算后排桨扇所产生的自诱导速度和互诱导速度；当计算模型整体迭代收敛后，即完成了考虑安装效应的对转桨扇性能计算。解决了常规对转桨扇性能计算方法无法考虑螺旋桨滑流效应所产生的安装阻力的问题。
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公开(公告)号：CN117807705A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311766901.7
申请日：2023-12-20
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种带有壁面流动控制的勺形进气道设计方法及进气道，属于飞行器技术领域；方法步骤为：飞行器推进系统性能要求确定勺形进气道的结构及轴向长度；根据勺形进气道外形及轴向长度确定勺形进气道的进口整流段、弯曲扩张段的位置；根据进气道弯曲扩张段确定两侧壁面发生气流紊乱的位置；根据气流紊乱位置放的气流掺混情况，设计涡流发生器；所述涡流发生器的设计包括外轮廓尺寸设计及截面曲线设计；获取能够约束气流流动方向的涡流发生器，即完成带有壁面流动控制的勺形进气道的设计。本发明解决了现有勺形进气道因流道弯曲和壁面扩张产生壁面分离涡，造成进气道流动损失的问题。
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公开(公告)号：CN117592210A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311367699.0
申请日：2023-10-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，属于航空发动机领域；该方法通过选取S弯喷管的关键几何参数作为特征参数，选取特征位置的结构变形值及两个气动性能参数作为目标函数，然后进行正交试验设计并基于特征参数与目标函数构建响应面模型，并在每步优化结束后进行循环判定，最终获得最终优化结果。本发明解决了现有技术中航空发动机用S弯喷管产生的大结构变形带来的高气动性能损失的问题。
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公开(公告)号：CN117387901A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311292319.1
申请日：2023-10-08
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明一种应用于喷流测量的三维背景导向纹影多相机实验台，属于实验测试装置领域；包括基础框架、安装于基础框架上的可收扩式相机安装框架、安装于相机安装框架内侧的可调式背景板安装框架和呈半圆分布的相机阵列、以及喷流实验装置；喷流实验装置用于产生喷流待测流场；喷流实验装置设置于相机安装框架内的中心附近，通过可收扩式相机安装框架将相机阵列的位置调整为沿待测流场的半圆分布，并通过调节相机安装框架的收扩范围调节相机阵列与喷流实验装置的距离；通过可调式背景板安装框架将背景板调整至与相机阵列相对的位置，并能够调整背景板到喷流实验装置的距离。解决了背景板到待测流场的距离和相机到待测流场的距离调节不便的问题。
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公开(公告)号：CN117172105A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311102243.1
申请日：2023-08-29
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种航空发动机非设计点混合求解方法，属于航空发动机领域；该方法中按照迭代变量的上下限生成随机为数个迭代变量参数点，针对每个迭代变量参数点建立的迭代参数子种群进行优化，在每步优化结束后选取最优个体作为该迭代变量子种群的精英个体，冻结此迭代变量子种群优化进程进行下一子种群优化，如此循环逐点优化直至当残差小于一定值时，进入残差判别法，判断计算得到的参数是否满足收敛要求，不满足则令此次迭代变量得到的残差与上次迭代变量得到的残差变量平方和做商，判断是否需要更新雅可比矩阵，直到非线性方程组求解收敛。本发明解决了目前发动机构型愈渐复杂，非设计点求解方法计算速度较慢且收敛性较差的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116771540A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310609781.3
申请日：2023-05-29
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种多段式大偏转角度二元矢量喷管、方法及应用，属于航空发动机领域；包括圆转方筒段，圆转方筒段的前端圆形接口与发动机出口连接，后端方形出口沿轴向延伸方向设置有角度偏转机构；所述角度偏转机构包括沿周向设置的侧板和随动组件，两个侧板对称设置于后端方形出口的横向两侧，两组随动组件分别耦合于后端方形出口的上下侧、并位于两侧板之间；由两个侧板和上下随动组件围成喷流出口；所述随动组件由多个角度调节板顺序铰接而成，相邻角度调节板之间能够相对转动，通过调节各角度调节板的转动角度实现喷流出口的偏转角度调节，使得喷流出口最大偏转角达到90°。本发明解决了现有技术中，常规二元矢量喷管无法实现大角度矢量偏转的问题。
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公开(公告)号：CN115675890A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211035822.4
申请日：2022-08-26
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种隔离段可伸缩式二元进气道，属于飞行器技术领域；包括楔板组件、可伸缩式隔离段、扩压段、左右驱动器和唇罩；所述楔板组件和扩压段的下端分别与机身铰接，上端分别与可伸缩式隔离段的两端铰接；所述可伸缩式隔离段与唇罩之间的距离为喉道高度Hth，通过左右驱动器分别驱动楔板组件和扩压段绕下端铰接点转动，对可伸缩式隔离段的长度和喉道高度Hth进行调节，使得飞行器在不同来流马赫数下均能保持较高的气动性能。应用本发明技术方案的隔离段可伸缩式二元进气道，能够在不同来流马赫数下调整隔离段的长度与喉道的高度，从而对不同强度的激波起到相应地稳定作用，并满足宽速域下进气道的喉道面积需求，大幅度提高了二元进气道的气动性能。
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公开(公告)号：CN110147593B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN201910383383.8
申请日：2019-05-09
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种发动机污染物排放预测方法，以国际民航组织发动机污染物排放数据库中的污染物排放数据作为参考数据，结合航空发动机污染物生成机理、发动机性能计算模型，对比所研究发动机和参考发动机在污染物生成条件上的差异，并根据差异对参考发动机的污染物排放数据进行修正，得到所研究发动机的污染物排放数据。对于污染物排放数据未知的发动机尤其是处在总体设计阶段的发动机，该方法可以获得在国际民航组织发动机污染物排放数据库中所规定状态下相应的污染物排放数据，并可以利用该数据作为基础，进一步研究发动机在不同飞行条件下的污染物排放情况，对研究航空发动机污染物排放以及综合评价发动机性能具有重要作用。
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公开(公告)号：CN112943481B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202110185733.7
申请日：2021-02-11
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种机械式可调的S弯喷管喷口结构，属于航空发动机领域；包括S弯段和8个调节片，8个调节片沿周向铰接为环形结构；所述环形结构铰接于S弯段的矩形出口，其内壁面构成密封的气流通道；8个调节片分别为上调节片、下调节片、两块侧调节片、两块上侧调节片、两块下侧调节片；两个侧调节片分别铰接于S弯段矩形出口的两侧短边上；上调节片和下调节片分别铰接于S弯段矩形出口的两侧长边上；两块上侧调节片分别铰接于两个侧调节片和上调节片之间；两块下侧调节片分别铰接于两个侧调节片和下调节片之间。本发明通过S弯段对高温发动机部件的遮挡能够增强喷管的红外隐身性能，与常规轴对称喷管相比，红外辐射强度能够降低70％以上。
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公开(公告)号：CN114233513A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111494307.8
申请日：2021-12-08
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，属于航空发动机领域；沿轴向依次包括第一“S”形喷管段、第二“S”形喷管段和直喷管段；第一“S”形喷管段与第二“S”形喷管段连接处径向截面为豌豆形轮廓，第二“S”形喷管段与直喷管段的连接处径向截面为类椭圆形轮廓；直喷管段入口端到出口端为同轴等截面；喷管的径向截面形状从第一“S”形喷管段的入口圆形逐渐过渡到豌豆形轮廓，再逐渐过渡类椭圆形轮廓；喷管的中心线从第一“S”形喷管段的入口截面到第二S形喷管段的出口截面逐渐偏移，直至与飞机的喷流出口同轴。本发明解决了现有S弯喷管只能从单一方向遮挡高温涡轮部件的问题，降低了S弯喷管的红外辐射特征，提高飞机的隐身性能。
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