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公开(公告)号：CN118419258A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410882211.6
申请日：2024-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请涉及超声速飞机领域，具体而言，涉及一种超声速低声爆升力体布局飞行器。具体的，本申请的超声速低声爆升力体布局飞行器包括：升力体机身，尾翼，发动机短舱与环形翼；升力体机身为扁平对称升力体结构，包括尖前缘与大后掠，其中，后掠由对称分布的左后掠部与右后掠部组成；尾翼由左尾翼与右尾翼组成，其中，左右尾翼分别对称设置在左右后掠部的尾端；在左右后掠部的上方设置左右发动机短舱；环形翼由左环形翼部与右环形翼部组成，其中，左右环形翼部分别对称设置在左右后掠部的上方；此外，环形翼还包括方向舵与襟副翼。采用本申请的技术方案可以解决超声速飞行时的声爆问题，以及低速起降与超声速巡航的飞行状态控制问题。
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公开(公告)号：CN117087865B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311362924.1
申请日：2023-10-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞翼气动飞行器及控制方法，该飞翼气动飞行器至少包括：喷气发动机、发动机进气口、发动机喷气口和矢量喷气口；喷气发动机位于飞翼气动飞行器的内部，用于为飞翼气动飞行器提供动力；进气口位于飞翼气动飞行器的背部，且发动机进气口关于机身中线对称；发动机喷气口和矢量喷气口分别位于飞翼气动飞行器的后缘位置，发动机喷气口和发动机进气口的连线与机身中线平行，通过增加矢量喷气口，以后调节矢量喷气口的偏转方向和角度，产生直接矢量力，精准进行姿态控制而不产生耦合(56)对比文件G.A.S Contreras- Torres.adaptivebackstepping control for the longitudinalflight of a blended wing body aircraft.《2022 19th international conference onelectrical engineering, computing seienceand automatic control(CCE)》.2022,1-6.
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公开(公告)号：CN117087865A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202311362924.1
申请日：2023-10-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞翼气动飞行器及控制方法，该飞翼气动飞行器至少包括：喷气发动机、发动机进气口、发动机喷气口和矢量喷气口；喷气发动机位于飞翼气动飞行器的内部，用于为飞翼气动飞行器提供动力；进气口位于飞翼气动飞行器的背部，且发动机进气口关于机身中线对称；发动机喷气口和矢量喷气口分别位于飞翼气动飞行器的后缘位置，发动机喷气口和发动机进气口的连线与机身中线平行，通过增加矢量喷气口，以后调节矢量喷气口的偏转方向和角度，产生直接矢量力，精准进行姿态控制而不产生耦合力矩，使得飞翼控制规律更加简洁，实现飞翼气动飞行器高效安全控制。
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公开(公告)号：CN116227244B
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202310513465.6
申请日：2023-05-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了考虑马赫数变化和最佳减阻效果的僚机相对位置设计方法，涉及航空飞行器技术领域，首先生成单独长机飞行器的计算网格；再采用CFD方法计算得到单独长机飞行器飞行时在巡航状态下的流场数据；然后采用流场后处理软件计算得到单独长机流场中上洗角；再基于上洗角的前提下考虑马赫数变化，依次确定长机与僚机之间的流向间距、垂向间距和横向间距；本发明考虑编队飞行马赫数的变化，给出的流向间距符合实际飞行安全需求；通过本发明得到的僚机相对于长机的合适位置充分利用长机产生的上洗气流，确保僚机获得最佳减阻效果；该设计方法具有成本低、速度快、准确性高、僚机相对位置满足较好减阻需求且考虑了马赫数变化的优势。
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公开(公告)号：CN115946842B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310227795.9
申请日：2023-03-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的减阻装置及飞行器，该减阻装置位于飞行器的机翼前缘的内部，该减阻装置包括：伸缩式气动板、齿轮机构和驱动机构，其中，齿轮机构与驱动机构相连，驱动机构的旋转扭矩传递到伸缩式气动板上，以使伸缩式气动板直线运动；齿轮机构位于伸缩式气动板两侧；在机翼前缘上设置有开口，伸缩式气动板通过开口延伸到机翼前缘外侧；在伸缩式气动板在机翼前缘内部的情况下，飞行器在低亚声速的飞行状态下飞行；在伸缩式气动板延伸到机翼前缘外侧的情况下，飞行器在超声速的飞行状态下飞行，且将超声速飞行下的脱体激波变成斜激波，有效解决了低、亚、跨、超声速气动性能同时较优的设计平衡问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115946842A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202310227795.9
申请日：2023-03-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的减阻装置及飞行器，该减阻装置位于飞行器的机翼前缘的内部，该减阻装置包括：伸缩式气动板、齿轮机构和驱动机构，其中，齿轮机构与驱动机构相连，驱动机构的旋转扭矩传递到伸缩式气动板上，以使伸缩式气动板直线运动；齿轮机构位于伸缩式气动板两侧；在机翼前缘上设置有开口，伸缩式气动板通过开口延伸到机翼前缘外侧；在伸缩式气动板在机翼前缘内部的情况下，飞行器在低亚声速的飞行状态下飞行；在伸缩式气动板延伸到机翼前缘外侧的情况下，飞行器在超声速的飞行状态下飞行，且将超声速飞行下的脱体激波变成斜激波，有效解决了低、亚、跨、超声速气动性能同时较优的设计平衡问题。
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公开(公告)号：CN115027663B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202210953725.7
申请日：2022-08-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C21/04
Abstract: 本发明公开了一种通过射流实现的机翼融合控制方法，该方法通过监测目标飞行器的飞行状态的参数的实际值，基于实际值，判断机翼和变体尾翼是否处于融合状态；若判断结果为否，则将实际值输入预设的射流流量计算模型，得到射流流量计算模型的目标流量；控制射流驱动部将从射流出口喷射出的射流的流量调整至目标流量。该方法能够扩大融合式变体尾翼的设计空间，避免为了融合而对变体尾翼气动外形的设计施加过多约束，由此可进一步提高变体尾翼在打开之后的航向控制能力。通过本发明中的射流控制，对机翼实现了保型设计，有效解决了变体飞行器在变形过程中导致的外形间断问题，避免了原有气动性能的损失。
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公开(公告)号：CN110615090A
公开(公告)日：2019-12-27
申请号：CN201910971668.3
申请日：2019-10-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C15/14
Abstract: 本发明公开了一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，包括两端开口且贯通的圆柱主体、设置在主体上的盖体和设置在主体内的伸缩体，所述盖体为两端开口且开口之间贯通的圆柱体，所述盖体通过螺纹与主体连接，所述主体的另一端设置有内凸的限位台阶，所述伸缩体为T形结构，所述限位台阶用于限位伸缩体的T形端，所述伸缩体内设置有与外部连通的排气歧管道，伸缩体后缘表面设置有若干喷孔与排气歧管道连通；本发明提供的可伸缩控制喷气装置具有伸缩功能、具有类似涡流发生器的作用、具有控制喷气功能、控制喷气功能具有选择性、具有伸缩和控制喷气功能、具有一定的转动功能、具有导流功能。
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公开(公告)号：CN119849037A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202510346621.3
申请日：2025-03-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/08 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明提供了一种翼身融合布局飞行器变弯度的轨迹优化方法，基于翼身融合布局飞行器，将变弯度设计与航迹规划相结合，涵盖状态约束与控制约束的非线性最优控制问题，选择通过参数化方法将连续空间的最优控制问题转化为非线性规划，并采用直接法中能够以较小的计算代价获得较高的求解精度的伪谱法求解轨迹优化问题；本发明将轨迹优化纳入飞行器多学科优化中，从而动态地组合与匹配各子系统，考虑了各系统时间历史的影响，探究整个巡航任务期间的最佳变形趋势/时间表，量化可变弯度的翼身融合布局飞行器整个飞行任务的潜在收益。
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公开(公告)号：CN118514858A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410987318.7
申请日：2024-07-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器复合式操纵舵射流环量控制方法、系统及存储介质。通过在传统机械式操纵舵后缘装配科恩达型面，形成复合式操纵舵，在设计点状态下，开展科恩达型面优化设计，以及对发动机供气管路进行设计，通过控制供气管路的阀门以调节射流压比，实现飞行姿态的控制。本发明提出的复合式操纵舵射流环量控制方法，能够解决传统的机械式操纵舵存在的弊端，以及射流环量控制技术在高亚声速巡航状态下控制效果不佳的问题，能有效提升高亚声速状态下的环量控制效果，俯仰控制能力覆盖了传统机械式操纵舵，进而大大提高飞行器在巡航状态下的机动性，以及机动时的隐身性。
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