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公开(公告)号：CN113602478A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110142145.5
申请日：2021-02-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于环量控制和垂直微喷流的流体控制舵面，安装在飞行器机翼(1)的后缘，该流体控制舵面包括四个流体腔室和一个可局部转动的半圆形结构体(12)，其中，第一流体腔室(7)和第二流体腔室(10)，第三流体腔室(8)和第四流体腔室(9)分别关于舵面的中弧线呈轴对称分布；在第一流体腔室(7)的末端和半圆形结构体(12)相切的方向设置第一槽缝(4)，在第二流体腔室(10)的末端和半圆形结构体(12)相切的方向设置第二槽缝(11)；第三槽缝(13)或第四槽缝(6)通过转动半圆形结构体(12)被打开，第三槽缝(13)设置在第三流体腔室(8)的末端，第四槽缝(6)设置在第四流体腔室(9)的末端。
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公开(公告)号：CN109946036A
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201910255393.3
申请日：2019-04-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开了一种高速风洞测力测压一体化试验方法，采用应变片粘贴于测压支杆表面，利用测压支杆受力之后发生的形变来测量模型所受到的气动力，从而在保证测压数据量不减小的前提下实现测力和测压。本发明的效果是：基于传统风洞测压模型，通过简易的测力元件实现测力和测压同步进行，在不减少测压数据量的前提下得到同步测力数据，避免了人为协调处理测力测压结果导致的误差，与此同时，利用测力数据可以对模型弹性角进行修正，从而得到更准确的模型姿态角,弹性角修正方法与传统测力试验时采用的方法一样，先通过标准砝码加载得到不同载荷下的弹性角，从而拟合得到弹性角随载荷变化的修正公式，进而可以根据风洞试验时的测力值反算弹性角大小。
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公开(公告)号：CN105424311B
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201510759158.1
申请日：2015-11-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法。该试验方法包括以下步骤：a.加工制作出大长细比带尾舵旋成体飞行器的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ；b.模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分别进行风洞试验，获得模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据；c.采用数据修正方法修正步骤b的六分量风洞测力试验数据，得到大长细比带尾舵旋成体飞行器六分量气动数据。本发明的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法能够在现有风洞试验条件下开展大长细比带尾舵旋成体飞行器模型的风洞测力试验，获得可靠的大长细比带尾舵旋成体飞行器气动数据，该试验方法可推广应用于类似形状的大长细比飞行器。
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公开(公告)号：CN104691743A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201510115871.2
申请日：2015-03-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C9/00
Abstract: 本发明公开了一种应用于飞翼布局航向控制的嵌入式操纵面。该嵌入式操纵面后掠角范围为40°～70°。打开操纵面时，操纵面上的侧向力和阻力量级相当，可产生大小量级相当、方向相同的偏航力矩，可实现飞翼布局的航向控制。与常规嵌入面相比,航向控制时全机的阻力增量显著减小。
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公开(公告)号：CN119691909A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202510207741.5
申请日：2025-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04
Abstract: 本发明属于飞行器设计技术领域，公开了一种大展弦比可折叠弹翼飞行器气动设计与验证耦合研究方法。耦合研究方法包括确定弹翼收拢状态外形；确定弹翼展开状态外形；初步建立弹翼气动外形，开展气动特性数值模拟分析以及滑翔性能分析；进行气动优化设计，确定弹翼气动外形；根据弹翼气动外形，进行弹翼结构设计与优化；进行弹翼气动特性验证；进行安全分析与验证，获得满足颤振安全性和弹翼展开安全性要求的大展弦比可折叠弹翼飞行器。耦合研究方法在气动设计与验证工作独立分开的基础上，通过统筹协调气动设计与验证的各子项工作，调整了工作顺序，缩短了设计周期，降低了设计成本，提高了设计成功率，具有工程实用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119005070B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411463500.9
申请日：2024-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G01M9/06 , G01M9/02 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了高速风洞试验流场参数不确定度评估方法、装置及介质，涉及航空航天飞行器风洞试验领域；本发明，借助一般飞行器气动数据库试验需要较多吹风车次的特点，忽略模型条件更换对流场控制和测量结果不确定度的影响，对试验流场条件进行分析归类，可方便获得数十次相同试验流场条件下的流场参数统计不确定度，样本量大，不确定度结果的可信度高，且无需增加试验内容，经济性高，流程简单易行，便于编程快速实现，能够有效提高飞行器气动特性数据精准度的评估能力。
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公开(公告)号：CN118618646A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410993133.7
申请日：2024-07-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于无人飞行器研究技术领域，公开了一种变质心和分布式动力的高抗风固定翼无人机及其控制方法。高抗风固定翼无人机包括机身、机翼和尾翼；机翼的上表面沿翼展方向安装有分布式动力舱；机身的机身舱内安装有动力电池组，通过变质心组件改变动力电池组的位置。控制方法通过飞控系统控制模块实时测量飞行姿态与侧滑角信息，并与设定的姿态与风速阈值进行比较，利用布置于机翼上的分布式动力差动复合进行航向控制，满足复杂侧风环境下的飞行器稳定性与操纵性要求，达到高抗风的目的。高抗风固定翼无人机及其控制方法采用的变质心组件结构简单，动作可靠；通过调节占飞机总重20%~30%的动力电池组位置控制质心，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN118153210A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410572141.4
申请日：2024-05-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于空气动力学领域，公开了一种菱形背弹翼升力线非线性的优化设计方法及菱形背弹翼。优化设计方法包括选取设计变量；选取目标函数；通过试验设计方法确定设计点；通过数值模拟方法获取设计点对应的目标函数；建立目标函数与设计变量的响应函数；通过遗传算法优化目标函数，得到最终外形几何参数。优化设计方法解决了菱形背弹翼前后两组翼面因较大气动干扰导致的升力线斜率非线性变化大的问题，降低了菱形背弹翼在跨声速范围升力线斜率随马赫数变化的非线性。菱形背弹翼增大了菱形背弹翼布局飞行器宽速域飞行能力，提高了飞行过程中的平稳度，降低了结构过载和结构重量，减小了飞行过程中非线性运行范围，改善了气动性能和飞行控制难度。
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公开(公告)号：CN112945502B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202110149382.4
申请日：2021-02-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种层流机翼转捩位置测量试验系统，包括：设置于风洞试验段的层流机翼试验用金属模型，其上设置有温敏涂料制备的底漆、面漆；设置于风洞上驻室中，并与金属模型的安装位置相配合的相机、激发光源；与激发光源连接的电源模块；设置于风洞驻室外部的同步控制器和工控机；其中，所述工控机被配置为与同步控制器、相机通信连接，所述底漆被配置为采用含有二氧化硅的白色底漆，所述面漆中被配置为包含三价铕荧光络合物的温敏探针分子。本发明提供一种层流机翼转捩位置测量试验系统，其针对基于温敏漆的层流机翼模型，实现对层流机翼模型表面区域面测量，空间分辨率高，能够获取层流机翼模型表面准确的转捩位置。
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公开(公告)号：CN113899657B
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111476039.7
申请日：2021-12-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01N11/00
Abstract: 本发明属于雷诺应力测量技术领域，具体涉及基于复合式纹影技术的可压缩雷诺应力测量方法。其技术方案为：基于复合式纹影技术的可压缩雷诺应力测量方法，包括以下步骤：获得缩束光线：将匀化脉冲激光和LED光合束后经过平行光路，照射四棱锥刀口上；分析流场密度值：定量获得光线穿过流场的波前信号；通过动态波前信号获取流场结构，分析流场密度值分布；分析流场速度值：对四棱锥同一刀口方位上相邻两个脉冲时的图像进行对比，得到流场在两个相邻脉冲间的位移S，再计算流场的运动速度。本发明提供了一种基于复合式纹影技术的可压缩雷诺应力测量方法。
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