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公开(公告)号：CN112525072B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202011160300.8
申请日：2020-10-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01B11/00
Abstract: 本申请属于涉及飞机装配测量领域，具体涉及一种用于飞机叉耳孔位对合的检测装置及其中心点标定方法，包括单耳检验棒和双耳检验棒，所述单耳检验棒上设置有叉耳单耳、所述双耳检验棒上设置有叉耳双耳，在单耳检验棒和双耳检验棒的两端分别设置有靶标座和靶标座，靶标座上设置有球头棱镜，靶标座上设置有球头棱镜，单耳检验棒内部设置有同轴的结构芯棒，结构芯棒的两端安装有靶标座，球头棱镜吸附在靶标座的球窝中；双耳检验棒内部设置有同轴的结构芯棒，结构芯棒的安装有靶标座，球头棱镜吸附在靶标座的球窝中，本申请效率更高，精准，简化测量过程，对飞机对合时孔位标定具有重要作用。
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公开(公告)号：CN114154278A
公开(公告)日：2022-03-08
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：CN113962025A
公开(公告)日：2022-01-21
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。
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公开(公告)号：CN112362290B
公开(公告)日：2021-08-03
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。
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公开(公告)号：CN111959817A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010743822.4
申请日：2020-07-29
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，包括：刚性构型气动数据求解、弹性构型气动数据求解、变形水平与气动特性变化对应关系求解、机翼变形限制条件求解；弹性构型气动数据求解通过假设一个机翼变形量，重构飞机模型，求解气动数据；变形水平与气动特性变化对应关系求解，假设不同的变形水平，获取相应的气动特性变化量，机翼变形限制条件求解通过变形水平与气动特性变化的对应关系，结合气动特性允许变化量，求解出机翼变形允许量。本发明在设计之初就可提出机翼变形限制条件，保证气动设计不偏离目标值，同时为结构设计提供参考；减少了气动-结构设计动作的迭代次数，缩短飞机设计周期；保证飞机设计的高效、准确。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111824426A
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN202010546621.5
申请日：2020-06-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明提出了一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构，包括前段部、中段部和后段部，其中中段部为圆柱体，前段部、后段部为类圆锥体；本发明通过设置中段部增大了下投探空仪的内部存储空间，同时通过前段部和后段部简单弧面平滑过渡进行气动减阻。
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公开(公告)号：CN111563292A
公开(公告)日：2020-08-21
申请号：CN202010295499.9
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 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及飞机气动数据采集技术领域，公开了一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用CFD仿真技术获取层流翼型飞机全Re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界Re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机Re数效应修正量；最后根据Re数效应修正量完成风洞试验数据的Re数效应修正。本发明所述的Re数效应修正方法考虑了Re数对机翼流动转捩位置产生影响进而对飞机升力、阻力、纵向力矩的影响效应，有效提升层流翼型飞机Re数效应修正的准确性，保障飞行安全。
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公开(公告)号：CN111498084A
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN202010295532.8
申请日：2020-04-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明公开了一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型，涉及航空航天技术领域，所述翼型的最大厚度为12.22%cA，最大厚度位置为39.13%cA，最大弯度为2.09%cA，最大弯度位置为59.1%cA，前缘半径为0.76%cA，其中cA为翼型弦长。本发明根据翼型表面曲率变化和压力分布设计出了能够实现18000m以上高空具有更好的鲁棒性的翼型，在利用翼型上表面较小曲率变化保证层流区域较长的同时，通过弱逆压梯度段的设计避免了后缘流动分离，使其压力分布稳健性较好，翼型阻力更低、升阻比更高、阻力发散马赫数较大，翼型性能较好，可以完全满足高空高速长航时无人机的需求。
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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：CN117762033A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202310305335.3
申请日：2023-03-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种飞翼布局无人机非线性气动系数拉偏方法，包括以下步骤：1）通过测力风洞试验获取无人机的风洞试验数据；2）对风洞试验数据进行相关性修正得到无人机的基本气动数据；3）确定无人机气动数据的拉偏参数，并对无人机气动数据进行拉偏计算。本发明考虑多种导致气动系数产生偏差的影响因素，实现对六分量气动系数的不同量值拉偏，可以适应性满足无人机不同偏差状态下的拉偏需求；确定的气动系数可以充分实现对无人机飞行控制系统的稳定性、控制律的鲁棒性以及控制律关键参数的极限状态的考核，使飞行控制系统设计不致出现过于保守或过于冒进，降低了飞行控制系统设计难度。
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