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公开(公告)号：CN118444691A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410486348.X
申请日：2024-04-22
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种超音速无人机亚、跨、超音速飞行阶段管理方法，当接收超音速飞行指令，并监测到飞机满足超音速飞行指令响应条件时，响应超音速飞行指令。当飞机马赫数Ma大于进入跨音速飞行决断马赫数Ma1，则启用跨音速飞行控制策略。当监测到飞机马赫数Ma大于进入超音速飞行决断马赫数Ma2时，则启用超音速飞行控制策略。当监测到退出超音速飞行条件时，则飞机执行退出超音速飞行程序，此时，当监测到飞机马赫数Ma小于或等于退出超音速飞行决断马赫数Ma3时，则按照跨音速飞行控制策略进行飞机控制。当监测到飞机马赫数Ma小于或等于退出跨音速飞行决断马赫数Ma4时，则飞机进行亚音速飞行。本发明实现了无人机超音速飞行，提升了无人机使用性能；本发明通过设计跨超音速进入退出门限速度滞环设计，提升了无人机飞行控制效果；本发明通过跨超音速应急处置策略设计，保障了无人机的飞行安全，具有较好的实用性。
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公开(公告)号：CN114676501B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202210271136.0
申请日：2022-03-18
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，基于平飞加速特性，首先选取一定的高度、一定的飞机重量以及飞机的飞行状态，其次统计出发动机最大允许状态下，飞机的加速特性，并根据飞机的加速特性修正出不同速度下标定重量下的飞机的盘旋性能极限，改变飞机的重量，辨识出相同高度，不同重量下，目标状态的盘旋性能极限，改变高度，辨识出高度‑速度‑重量多要素包线范围内，目标状态的盘旋性能极限，完成对飞机稳定盘旋性能极限的修正。本发明通过实际试飞数据推算修正获取飞机的稳定盘旋性能极限，数据的准确性高，极大的降低了试飞的风险，对飞机后续盘旋机动极限性能的获取以及其它结合飞行试验科目的安全完成有积极的意义和深远的影响。
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公开(公告)号：CN114154278B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202111415107.9
申请日：2021-11-25
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/18 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/14
Abstract: 本发明涉及无人机进气道设计领域，具体涉及一种S形进气道的参数化建模与优化方法，包括步骤：S1：从进气道的三维模型提取唇口前缘曲线，并记为第一曲线；从三维模型提取扩压段出口的截面曲线，并记为第二曲线；S2：在第一曲线上选取I1个均匀分布的点组成第一点集；在第一曲线的两端均绘制唇口型线；沿第一点集中的离散点对第一曲线两端的唇口型线之间进行插值，得到唇口的参数化模型；S3：使用唇口的参数化模型中内唇口的边界作为扩压段进口的截面曲线，并记为第三曲线；利用第二曲线与第三曲线完成扩压段的参数化建模，得到扩压段的参数化模型；S4：以进气道的总压恢复系数为目标函数，对进气道的参数化模型进行优化。
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公开(公告)号：CN116911087A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310463186.3
申请日：2023-04-26
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及振动疲劳分析技术领域，特别是涉及一种导管后支撑振动疲劳分析方法，包括对后支撑结构进行网格划分，建立有限元模型；从后支撑结构提取单一后支撑结构，对单一后支撑结构进行模态分析，获得固有频率和振型；完成单一后支撑结构各振动方向的频响分析；依据固有频率、振型、加速度传递函数、加速度功率谱密度以及S‑N曲线进行单一后支撑结构振动疲劳分析，获取危险点应力响应功率谱密度；估算单一后支撑结构不同振动方向振动疲劳寿命；分析仿真计算结果，判断对振动寿命影响最大方向，并对该方向开展振动疲劳试验。通过本分析方法，能有效解决无法对导管后支撑的振动疲劳进行分析的问题。
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公开(公告)号：CN116818257A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310740400.5
申请日：2023-06-20
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本申请公开了一种翼型局部振风的风洞试验装置及其方法，涉及风洞试验技术领域。一种翼型局部振风的风洞试验装置，包括风洞试验模型和两个模型转轴，风洞试验模型两侧分别连接一个模型转轴，两个模型转轴另一端均与风洞外应变天平连接，风洞试验模型表面上开设有盖板安装槽，盖板安装槽内安装有刚性盖板或局部振动盖板，局部振动盖板上连接有压电激励器性能测试系统。该风洞试验装置不仅实现了通过同一套基础试验模型完成对刚性和振动两种状态翼型的测试，且试验过程中状态转换方便，保证两种状态试验结果的可比性，并能在不同弦向位置、不同振动频率和不同振幅的条件下，对翼型进行风洞测力试验。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116683975A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310767102.5
申请日：2023-06-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本申请的实施例公开了一种异构多无人机接入方法、装置、存储介质及电子设备，涉及无人机技术领域，包括：响应目标无人机接入网络的指令，基于各在网的单机综合处理系统获取端口分配范围；在端口分配范围内确定目标端口，并向目标无人机的席位配置目标端口；单机综合处理系统将其端口号发送至端口分配端口，并发送至目标无人机的席位；目标无人机的席位按照目标端口发送或接收数据，以完成目标无人机的接入。本申请复用已有的单机综合处理系统，降低开发工作量，通过响应目标无人机接入网络的指令，随即在端口分配范围内向其进行配置未被使用的端口，而后目标席位按照配置好的端口收发数据即可完成与其他席位和无人机之间的通信。
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公开(公告)号：CN113218613B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202110352467.2
申请日：2021-03-31
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种层流机翼的转捩位置确定方法，通过自由转捩纵向气动特性风洞试验计算自由转捩状态下的纵向气动导数，在不同转捩位置下进行强制转捩纵向气动特性风洞试验计算不同转捩位置下的纵向气动导数，根据不同转捩位置下的纵向气动导数求得自由转捩状态下的转捩位置从而得到最终的转捩位置。本发明提出了一种基于常规测力风洞试验与强制转捩技术相结合以实现确定层流机翼转捩位置的方法，该方法实现过程简单、试验成本低廉而且能够较为精确的获取转捩位置，具有较强的实用性。
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公开(公告)号：CN112362291B
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202011060976.X
申请日：2020-09-30
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法，包括以下步骤：S1：计算出真实雷诺数，选取雷诺数；S2：进行纵向气动特性仿真，绘纵向气动特性曲线；S3：得关键系数；S4：绘制关键系数与雷诺数的关系曲线图；S5：得拟合变化关系式；S6：得仿真关键系数；S7：对选取的关键雷诺数进行风洞实验，绘纵向气动特性曲线，得实验关键系数；S8：根据仿真关键系数和实验关键系数，得修正公式；S9：根据修正公式，修正风洞试验数据。本发明提供的雷诺数效应修正方法，适用于飞翼布局飞机进行纵向气动力系数修正的，其过程相对简单，容易理解，经过高雷诺数风洞试验验证表明该方法修正后得到的纵向气动力系数更接近真实飞行结果。
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公开(公告)号：CN111553018B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202010295531.3
申请日：2020-04-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种无人机水平测量数据快速处理方法，涉及航空航天技术领域，包括分别将左机翼和右机翼沿翼展方向等分为多段，并采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，根据试验数据构建机翼气动特性估算模型，并通过机翼气动特性估算模型进行机翼的水平测量数据分析。本发明公开的一种无人机水平测量数据快速处理方法采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，结合试验数据以及测量数据，进行产生偏差后的机翼的气动特性估算分析，快速获取水平测量数据分析结果。
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公开(公告)号：CN111504952B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202010295320.X
申请日：2020-04-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01N21/47
Abstract: 本发明提供了一种兼顾水平和垂直极化的低散射载体及其测试方法，涉及电磁散射测量领域，首先是提供了一种低散射载体，包括载体，由上曲面、下曲面和过渡曲面组成，所述载体为金属中空结构，呈水滴形，左右轴对称，载体两端更为尖锐的一端为头部，另一端为尾部，所述载体靠近头部的上曲面1为平面，载体的尾部向下弯曲；载体的前向尖角和后向尖角满足一定限制，由于其特殊的结构限制，可以兼顾水平和垂直极化，并且后面基于该低散射载体提出的测试方法，可以直接运用到该低散射载体上，解决了现有的低散射载体无法较好的兼顾到水平极化和垂直极化的问题。
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