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公开(公告)号：CN118133430A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410450684.9
申请日：2024-04-15
Applicant: 西北工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0455 , G06N3/0464 , G06N3/047 , G06N3/0475 , G06N3/084 , G06N3/094 , G06F111/06 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于生成式扩散模型的飞行器气动电磁耦合设计方法，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：构建生成式扩散模型；步骤S5：采用生成式扩散模型对样本气动隐身数据集和气动布局数据集进行训练，获得飞行器气动电磁耦合设计模型并验证其可靠性；步骤S6：采用飞行器气动电磁耦合设计模型在设计空间中进行反设计，获得目标外形。本发明够使反设计的样本要求标准大大降低，从而能够高效、高精度地设计出满足高维、多目标气动隐身性能参数的飞行器外形。
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公开(公告)号：CN119830966A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510323458.9
申请日：2025-03-19
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06N3/0475 , G06N3/08 , G06F18/213 , G06F18/214
Abstract: 本发明涉及飞行器设计和声学技术领域，具体的为一种基于条件生成对抗网络的声爆信号智能反演方法，包括以下步骤：步骤S1：选择声爆基准近场信号，计算声爆基准远场信号；步骤S2：基于所得声爆基准远场信号，设计声爆目标远场信号；步骤S3：在步骤S1选择的声爆基准近场信号的基础上添加扰动，得到叠加扰动后的声爆近场信号，利用叠加扰动后的声爆近场信号，计算对应的声爆远场信号，建立声爆近远场信号样本集；步骤S4：使用所得声爆近远场信号样本集，训练条件生成对抗网络cGAN；步骤S5：将步骤S2设计的声爆目标远场信号输入训练好的条件生成对抗网络cGAN，反演输出声爆目标近场信号。本发明能够摆脱声爆反演距离的约束，提升声爆反演的应用范围。
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公开(公告)号：CN118504123A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410640098.0
申请日：2024-05-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于面积律的低声爆低阻力超声速民机优化设计方法，包括如下步骤：步骤S1：选择基准构型，确定设计状态和设计目标；步骤S2：计算升力等效截面积、体积等效截面积的初始值；步骤S3：采用Wh itham声爆修正线化理论计算声爆近场信号，采用Wh itcomb阻力面积律理论计算激波阻力，并计算总阻力；步骤S4：对声爆近场信号进行非线性传播修正；步骤S5：基于修正后的声爆近场信号，求解增广Burgers方程获得声爆远场信号；步骤S6：采用智能优化算法，基于步骤S3至S5建立的声爆阻力快速计算方法，开展超声速民机低声爆低阻力优化设计，获得目标结果。本发明能在保证有效精度的前提下大大降低计算时间，且能同时考虑声爆和阻力目标开展优化设计。
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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：CN117787117A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311585346.8
申请日：2023-11-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F16/2458 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于飞机设计领域，一种基于数据挖掘的翼型气动隐身设计规则提取方法，包括如下步骤：步骤S1：确定优化状态、优化目标，选择基准翼型，生成CFD网格，对基准翼型进行参数化，确定设计变量、设计空间，并在设计空间中抽样，获得设计空间内的样本；步骤S2：对翼型样本开展气动隐身性能计算，获得样本的气动隐身数据集；步骤S3:采用数据挖掘算法对步骤S2获得的样本数据集进行数据挖掘，获得优化设计知识；步骤4:基于步骤S3获得的优化设计知识，获得缩减后的设计空间及目标函数。通过本发明能够有效减缩设计空间及设计目标，从而有效提高气动隐身多学科高维多目标问题的优化效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116300994B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202211722725.2
申请日：2022-12-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提出一种基于未知系统动力学估计器的四旋翼无人机姿态控制方法，包括以下步骤：(1)构建四旋翼无人机的数学模型。(2)通过直接的滤波操作构造未知系统动力学估计器。(3)基于精确补偿和在线参数自适应辨识，设计一种新型复合自适应鲁棒控制器，用于四旋翼无人机的姿态控制。本发明提供的四旋翼无人机姿态控制方法将自适应控制与未知系统动力学估计器有效结合，解决了额外的不确定性，由跟踪误差驱动的自适应律来识别未知的惯性矩常数。另外，通过自适应更新和简洁的扰动观测，可以从参数不确定性和扰动的单独处理中受益，从而实现增强的姿态控制，显著释放了未知系统动力学估计器的学习负载，并且可以避免反馈回路中的高增益。
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公开(公告)号：CN116594414A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310315393.4
申请日：2023-03-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器纵向控制方法，在设计纵向控制器时，基于的是鲁棒控制理论，并设计了相应切换函数和自适应律来消除未知因素对控制效果的影响。此外，在设计攻角控制器时，通过限制攻角控制器的幅值并结合误差补偿系统来消除攻角控制器饱和带来的不利影响。而且还设计非对称转换函数来限制高超声速飞行器攻角跟踪误差。相比传统的高超声速飞行器控制方法，能够保证系统的跟踪误差和估计误差在固定时间内收敛，同时避免有限时间控制器所带来的奇异点问题。本发明能够保证高超声速飞行器的攻角始终不超出预设的非对称时变限制。相比于传统基于指数收敛的受限控制器，所设计控制器具有更好的抗干扰性能。
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公开(公告)号：CN115688288B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310010124.7
申请日：2023-01-05
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本申请提供一种飞行器气动参数辨识方法、装置、计算机设备及存储介质，涉及飞行器技术领域。该方法包括：获取预设飞行器随样本飞行时间变化的多组样本动力学数据；根据样本飞行时间和样本动力学数据，对预设的初始气动参数辨识模型进行训练，得到目标气动参数辨识模型；根据目标气动参数辨识模型的模型参数确定预设飞行器的气动力参数。本申请可以实现低成本、高效率并准确地计算气动力参数。
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公开(公告)号：CN116126051B
公开(公告)日：2024-04-23
申请号：CN202310107562.5
申请日：2023-02-13
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G05D23/20
Abstract: 本发明提出一种高空模拟试车台进气系统温度控制方法，属于航空发动机高空模拟试车台控制领域。包括以下步骤：对液压伺服机构进行机理分析与建模；对管道容腔进行机理分析与建模；基于管道容腔温度变化模型和双幂次趋近律设计管道容腔温度控制器；基于液压伺服机构模型和双幂次趋近律设计内环液压伺服控制器。仿真结果表明，本发明提出的一种基于双幂次趋近律的高空模拟试车台进气系统温度控制方法，相比传统的基于前馈PID的无模型控制器，能够更好地改善航空发动机高空测试台运行过程中的动态品质，具有更好的抗干扰能力，这为航空发动机性能测试工作的顺利和有效进行提供了重要保障。
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公开(公告)号：CN117521269A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311801391.2
申请日：2023-12-26
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 采用背负式发动机翼身融合布局的飞‑发一体化设计方法，包括基于发动机位置和安装角度的后机身上表面设计、短舱/进气道与机身融合设计、尾喷口与机身协调设计三个方面。通过尾喷口“上抬”解决背负式发动机翼身融合布局圆形喷口和机身上表面存在协调设计困难，既保证了圆形尾喷口，又避免了为喷流对机身上表面的烧蚀；通过机身上表面修型、短进气道设计以保证进气品质；使发动机整体位于后机身背部，尾喷口不外露；通过划分固定区、修形区及过渡区，避免了全局参数化建模，提高了设计效率；实现了发动机位置、安装角等参数与机身外形控制参数的三维一体化设计，有效克服了现有设计方法主要针对进气道/短舱单独设计和二维设计的局限。
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