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[发明专利]一种MLFMA伴随求解的RCS表面敏感度计算方法-CN202311210988.X在审
发明人：黄江涛;周琳;邓俊;赵轲;舒博文;张伟;高正红 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2023-09-20 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器外形隐身设计领域，公开了一种MLFMA伴随求解的RCS表面敏感度计算方法。该方法的特征在于，包括：阻抗矩阵关于表面网格偏导数矩阵的多极子展开方法；近场阻抗关于表面网格的偏导数计算和索引存储方法；远相互作用中聚合因子、配置因子关和激励向量、雷达散射截面它们关于表面网格偏导数的计算方法和索引存储方法；远相互作用求解中阻抗偏导数矩阵与表面电流、伴随变量的矩阵‑向量相乘的计算方法；本发明克服了经典基于伴随方法的设计变量梯度求解需反复填充阻抗矩阵的问题和基于矩量法的表面敏感度计算方法不适用于电大、超电大外形低雷达散射截面优化设计问题，实现电大、超电大外形表面灵敏度的高效、高精度求解。
一种 mlfma 伴随求解 rcs 表面敏感度计算方法

[发明专利]一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部的低力矩超临界自然层流翼型-CN202310689347.0在审
发明人：赵欢;史龙龙;高正红;舒博文;张瑞滨;夏露;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-12 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明提出一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部的低力矩超临界自然层流翼型，翼型前缘半径0.78％，翼型最大厚度为9.0％，位于翼型40.6％弦长处，最大弯度为0.69％，位于翼型14.0％弦长处，后缘夹角为1.46度。本发明在保证低速气动性能损失不大的情况下，跨声速状态的零升力矩比OA309翼型有了明显的下降，使得翼型由力矩控制的可用马赫数范围明显增大；该翼型的阻力发散特性也显著优于OA309翼型，达到了马赫数0.844，比OA309提升了0.013，具体体现在该翼型能够在跨声速状态下削弱翼型上表面激波；且满足共轴双旋翼直升机旋翼中外段翼型阻力系数稳健性要求，为共轴双旋翼直升机桨叶中部的翼型设计奠定了基础。
一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部力矩临界自然层流

[发明专利]一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型-CN202310401620.5有效
发明人：赵欢;冯聪;高正红;夏露;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-16 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： B64C27/46 文献下载
摘要：本发明提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。该翼型相对于经典的厚度为7％的翼尖桨叶OA407，设计翼型的最大弯度变小，最大厚度位置后移，通过更加平缓的厚度分布来延迟激波的产生。本发明翼型相较于OA407阻力发散马赫数提高了0.015，达到0.87，阻力系数明显降低，力矩特性明显改善。
一种用于前行桨叶概念高速直升机高升临界

[发明专利]一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法-CN202310093410.4有效
发明人：赵欢;高正红;夏露 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出了一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法。构建了能在共轴刚性旋翼翼型设计复杂约束下同时优化多个旋翼气动性能指标，并维持大范围稳健性的先进翼型设计方法，推动了翼型多目标设计方法面向共轴刚性直升机翼型设计等重要工程领域的应用，具有重要的工程应用价值。通过执行该设计方法设计的翼型，相对于经典的OA系列翼型，在中、低速特性有所提升的情况下，高速特性提升显著且更加稳健，所有状态下力矩特性也明显更好，可以满足新一代共轴刚性直升机旋翼翼型的性能指标要求。
一种高效刚性翼翼多目标稳健设计方法

[发明专利]一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型-CN202310743386.4在审
发明人：赵欢;董远哲;高正红;刘敬敏;赵轲;夏露 -专利权人：西北工业大学;北京电子工程总体研究所
申请日： 2023-06-21 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明提出一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，翼型前缘半径为0.06，翼型最大厚度为0.26，位于翼型50％弦长处，最大弯度为0.0408，位于翼型54.2％弦长处。该翼型相比于经典的DBLN‑526翼型，前缘半径增大，有利于保持从后缘开始失速，增加正流时的层流范围，翼型下表面呈现双S，在0.2‑0.4设计马赫数下阻力减小，进一步提高升阻比。
一种基于均匀条件前后对称外形设计后缘分离低阻翼型

[发明专利]一种适用于高速直升机桨叶中部的偏重高速特性的层流超临界旋翼翼型-CN202310743385.X在审
发明人：赵欢;董远哲;高正红;刘敬敏;夏露;赵轲;何澳 -专利权人：西北工业大学;北京电子工程总体研究所
申请日： 2023-06-21 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明提出一种适用于高速直升机桨叶中部的偏重高速特性的层流超临界旋翼翼型，翼型前缘半径为0.00377，翼型最大厚度为0.12，位于翼型41％弦长处，最大弯度为0.0122，位于翼型18.6％弦长处。该12％厚度翼型用于桨叶0.5R附近，位于主升力段，在提高其高速阻力发散特性的同时，也具备中等马赫数高升阻比和低速高升力特性。相对于经典OA312翼型，设计翼型在低速特性不产生较大折损的情况下，阻力发散马赫数提高了0.4，最大升力系数提高了11.1％，高速特性提升显著且更加稳健，考虑到高速直升机旋翼翼型特殊的设计要求，设计翼型相对于经典OA312翼型展示了显著的优势。
一种适用于高速直升机桨叶中部偏重特性层流临界翼翼

[发明专利]一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型-CN202310348574.7在审
发明人：赵欢;张伟;高正红;夏露;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-03 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：本发明提出一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型，翼型前缘钝度增强，使其压力分布顺压梯度延长，有利于提高翼型的升力特性，翼型上表面外形趋于平坦，且曲率变化和缓，使压力恢复趋于和缓。这使得发明翼型不但具备良好的大攻角特性，翼型进气道入口前平坦的外形使其具备和缓的逆压梯度，使得进气道的内流场不会因为过于剧烈导致溢流或分离等现象。计算表明，在设计雷诺数(2.0×107)下，翼型在巡航Ma0.66时，具备良好的大攻角特性，当攻角增加时，进气道内流场分离现象消失。
一种考虑背负动力影响高升布局

[发明专利]一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族-CN202310522548.1在审
发明人：赵轲;张伟;高正红;赵欢;夏露;黄江涛;邓俊 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-05-10 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：本发明提出一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，翼型族前缘下表面正加载和后缘上表面反加载，实现抬头力矩，缓解飞翼布局外翼段翼型的设计载荷和力矩压力，改善环量分布，提高升阻比，实现设计点的力矩的精准自配平。翼型族的上表面比较平坦，压力分布变化比较和缓，避免出现强的激波，减小翼型设计状态的阻力，提高翼型的阻力发散特性。翼型族具有明显的负弯度特征，减小飞翼布局内翼段的载荷，改善飞翼布局“三角形”环量分布特征，减小诱导阻力，提高飞翼布局的升阻比。与传统的翼型相比，翼型族可以通过改变前加载和后加载来实现力矩的精准控制，在典型设计状态下，升阻比提高了10，阻力发散马赫数提高了0.03，同时翼型的雷达散射截面积减小了0.035m2。
一种适用于飞布局高升探测力矩精确控制翼型族

[发明专利]一种基于新型高维代理模型的跨音速机翼优化设计方法-CN202310076721.X有效
发明人：赵欢;高正红;夏露 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于新型高维代理模型的跨音速机翼优化设计方法，结合基于混合加点策略的自适应空间扩展优化方法，自由变形参数化方法，基于反距离加权插值的动网格技术以及智能优化算法等，建立了一种基于新型高维代理模型的自适应空间扩展全局优化框架，可高效完成复杂气动外形的全局优化设计。通过高维跨音速机翼优化验证表明，发明的方法相对于传统代理优化方法收敛更快，并在相同计算花费下得到的机翼阻力更低，上表面激波也明显更弱，大幅提高了代理优化方法在高维问题中的优化效率和能力。
一种基于新型代理模型跨音速机翼优化设计方法

[发明专利]一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18%厚度层流翼型-CN202310390904.9在审
发明人：赵欢;金世轶;高正红;赵轲;夏露 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-13 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： B64C27/46 文献下载
摘要：本发明提出一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，该翼型前缘半径为0.01682，翼型最大厚度为0.184728，位于翼型33.9％弦长处，最大弯度为0.020937，位于翼型16.6％弦长处，后缘夹角为7.64度。相较于NACA 63(3)‑218翼型设计翼型前缘半径增加，最大厚度位置后移，最大弯度增加，其位于翼型的位置也前移，后缘夹角减小。在设计要求的0.3‑0.5Ma范围内，设计翼型相较于基础翼型升阻比提高，最大升阻比提高，力矩特性变好，设计翼型达到设计目的。
一种基于前行桨叶方案力矩亚音速高升 18 厚度层流

[发明专利]一种面向翼身融合飞翼无人机的姿态容错控制方法-CN202310301899.X有效
发明人：陈树生;李金平;高红岗;张振刚;高正红;邹旭 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-03-24 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供一种面向翼身融合飞翼无人机的姿态容错控制方法。该方法包含一个固定时间模糊容错控制器和一个基于最优化方法的约束控制分配器。固定时间模糊容错控制器能够在具有外部干扰、不确定参数和时变执行器故障的前提下反推得到期望的转矩，而基于最优化方法的约束控制分配器则是用来向每个执行器分配期望的控制转矩。该方法能够使翼身融合飞翼无人机在遭遇执行器故障时依然能够实现对期望姿态的跟踪控制，与传统方法相比，具有更好的逼近不确定性的能力，并且可以确保姿态跟踪误差和角速度跟踪误差在指定时间内收敛。本发明提出的方法能够求解翼身融合飞翼无人机约束控制分配的最优解，该方案具有更低的能耗和更小的执行器偏转。
一种面向融合无人机姿态容错控制方法

[发明专利]一种适用于旋翼的低力矩高阻力发散马赫数的高速自然层流翼型-CN202310689297.6在审
发明人：赵欢;张瑞滨;舒博文;高正红;夏露;史龙龙;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-12 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：本发明提出一种适用于旋翼的低力矩高阻力发散马赫数的自然层流翼型，该翼型前缘半径较大，加快了前缘流动速度以及提升了吸力峰值，并且能够在高速时仍具有良好的力矩特性以及维持较大范围的层流，此外，还具有优秀的阻力发散特性，能够用于高速直升机旋翼设计。相比于OA407翼型，本发明在保证低速气动性能损失不大的情况下，跨声速状态的零升力矩有了明显的下降，使得翼型由力矩控制的可用马赫数范围明显增大。在设计的马赫数范围内，该翼型的零升力矩系数接近0，具有良好的低力矩特性，阻力发散马赫数达到0.875，相比于OA407提升了0.018。具有明显的低力矩高阻力发散马赫数以及低阻特征，为高速直升机旋翼设计奠定了基础。
一种适用于力矩阻力发散马赫数高速自然层流

[发明专利]一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型-CN202310875101.2在审
发明人：赵欢;刘衍旭;高正红;夏露;赵轲;史龙龙 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-07-17 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B64C11/18 文献下载
摘要：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。
一种用于直升机桨叶中部亚音速升力层流

[发明专利]一种高超声速飞行器纵向控制方法-CN202310315393.4在审
发明人：陈树生;李金平;高红岗;张兆康;高正红;邹旭 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-03-28 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：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。
一种高超声速飞行器纵向控制方法

[发明专利]全局/局部耦合的多学科飞翼布局翼型族优化设计方法-CN202310510315.X在审
发明人：赵轲;张伟;高正红;赵欢;夏露;黄江涛;邓俊 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-05-08 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出一种全局/局部耦合的多学科翼型族优化设计方法，首先利用参数化方法生成低维大尺度设计空间，然后利用代理模型全局优化设计方法进行优化，然后在全局优化结果的基础上，利用参数化方法构造高维小尺度设计空间，通过梯度方法优化得到飞翼布局多学科翼型族。该方法结合代理模型优化方法的全局搜索性和梯度方法局部挖掘性的优点，突破了传统优化方法在高维、大尺度设计空间收敛速度低、容易陷入局部最优的问题，实现了高效高精度的气动隐身多学科设计，为飞翼布局飞机设计积累了技术基础。通过CFD方法和风洞试验方法分析，该方法设计的飞翼布局翼型族在气动性能上优于传统方法设计的翼型族，同时，能够在飞翼布局纵向力矩配平的同时，实现巡航升阻特性和隐身特性的共赢。
全局局部耦合学科布局翼型族优化设计方法

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