-
公开(公告)号：CN108860627A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810838761.2
申请日：2018-07-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64D33/02
Abstract: 本申请公开一种背负式格栅进口进气道，从前端到后端依次包括过渡段、内管道设计段和等直段，过渡段前端装有格栅；内管道设计段前端与弯曲段前端连接，内管道设计段后端与等直段连接。本申请在进气道进口加装格栅，格栅对称面前缘后倾45°，进一步减小了雷达散射面积RCS，以格栅对称面前缘及进气道唇口前缘所构成的平面为基准，设计格栅口径大小约为25mm，格栅厚度为1mm。同时为了满足发动机的进气流量需求，进气道进口面积设计为进气道出口面积的1.03倍。进气道内管道设计段与格栅进口之间留有一段过渡段，保证了进口与内管道的顺畅过渡。
-
公开(公告)号：CN113626935B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202110937675.9
申请日：2021-08-16
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，包括如下步骤：根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角；生成多个参数样本，根据参数进行参数化建模，初始样本机翼的三维模型；自动生成多个初始样本机翼的计算网格；采用求解器对多个样本机翼进行仿真计算，利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。本发明设计出的跨音速月形机翼具有高于传统单前缘机翼的巡航效率，降低跨音速运输机燃油消耗，提升其经济性和环保性，具有极大的经济效益和社会效益。
-
公开(公告)号：CN116186873A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211116609.6
申请日：2022-09-14
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开了一种用于CFD/CSD静气弹计算的结构节点筛选方法，该方法包括：S1、建立结构模型，提取表面节点；S2、划分得到多个部件的表面节点；S3、划分为上表面节点和下表面节点；S4、将结构模型投影到XY平面上，获得平面投影形状，根据平面投影形状特点，构建若干个四边形，再在每个四边形的每条边上布点，构造出由多个小四边形组成的虚拟网格；S5、针对每个虚拟网格，求取中心点坐标，筛选出结构节点；该方法能够快速对结构表面节点进行筛选，以提高气动和结构的耦合插值效率，解决了静气弹计算中因节点数量过多引起的计算效率低下问题，可广泛应用于航空飞行器的静气动弹性设计过程中，从而提高设计效率，降低飞行器的研制周期。
-
公开(公告)号：CN113626935A
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110937675.9
申请日：2021-08-16
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，包括如下步骤：根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角；生成多个参数样本，根据参数进行参数化建模，初始样本机翼的三维模型；自动生成多个初始样本机翼的计算网格；采用求解器对多个样本机翼进行仿真计算，利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。本发明设计出的跨音速月形机翼具有高于传统单前缘机翼的巡航效率，降低跨音速运输机燃油消耗，提升其经济性和环保性，具有极大的经济效益和社会效益。
-
公开(公告)号：CN112362290A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011060932.7
申请日：2020-09-30
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp，通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea；通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，进而计算得到全机阻力系数增量。本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117094243B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202310907925.3
申请日：2023-07-24
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及内埋武器机弹分离动力学技术领域，具体地说，涉及一种内埋武器投放安全性判定方法、系统、设备及介质；该方法基于CFD技术首先建立全局坐标系生成模型嵌套网格，并计算内埋武器的气动力和气动力矩，进而计算出姿态角和质心位移；其次建立局部坐标系，确定内埋武器几何表面特征点的局部坐标，并计算全局坐标，确定出基准安全距离；最后计算投放过程中内埋武器与边界的最小距离，判断投放过程是否安全；实现了有效、定量判定内埋武器投放的安全性。
-
公开(公告)号：CN113962025B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202111245561.4
申请日：2021-10-26
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/16 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，包括：利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算目标翼型的厚度线和弯度线，利用扰动系数，对弯度线和厚度线的控制点进行优化，获得新的弯度线和新的厚度线；利用新的厚度线和新的弯度线获得新的翼型的目标气动力数据；在目标气动力数据与原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且厚度线与新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若目标气动力数据满足第三预设条件，则将新的翼型确定为最终翼型。本发明还公开一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置、终端设备以及计算机可读存储介质。利用本发明的方法，提高了具有最终翼型的飞机的性能。
-
公开(公告)号：CN113626934B
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202110936399.4
申请日：2021-08-16
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及无人机设计领域，尤其涉及一种飞翼布局无人机机翼多构型协调设计方法，包括步骤一，机翼尺寸参数协调设计；步骤二，翼平面参数协调设计；步骤三，机翼剖面参数协调设计；步骤四，机翼翼型协调设计；步骤五，与中小展弦比飞翼布局无人机平台所匹配大展弦比机翼协调设计；针对每组外形，通过仿真筛选出巡航升阻比最大、且低头力矩最小的方案作为最终的大展弦比机翼方案。本发明设计方法简单，实用性较好，避免了方案设计的反复迭代，同时解决了飞翼布局无人机多构型机翼设计的关键难题‑气动设计难题，进一步推动飞翼布局无人机机翼变构型技术落地，具有较高的工程应用价值。
-
公开(公告)号：CN113120244B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202110461730.1
申请日：2021-04-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及飞机进气道设计技术领域，公开了一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，包括进气口位置设计、前罩角设计、进气口形状设计、进气道中心线设计、进气道面积变化率设计，其中所述进气口位置设计在机身长度的60%~65%，本发明通过对进气道各项设计要点进行优化，特别是对进气口位置进行优化设计，使得本发明具有兼顾进气道总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的优点。
-
公开(公告)号：CN113120250B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202110460244.8
申请日：2021-04-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法，包括以下步骤：1）选取合适的无人机发射初始攻角；2）建立无人机发射角和火箭安装角的匹配关系；3）选取一系列的无人机发射角，根据步骤（2）中无人机发射角和火箭安装角的匹配关系，求取相应的火箭安装角，形成发射角和安装角的第一映射集合；4）对火箭安装角结构安装可行性判断，将第一映射集合中不满足承力要求的安装角和发射角进行剔除，获得发射角和安装角的第二映射集合；5）针对第二映射集合中的安装角和发射角进行计算，选取满足发射末速度要求的安装角和发射角，获得发射参数集合。本发明是在零长发射无人机设计阶段，选取合适的发射参数，保证零长发射的安全性。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
40
records
(took 0.058 seconds)
