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公开(公告)号：CN114676500A
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202210271063.5
申请日：2022-03-18
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及层流机翼表面凸出物的计算技术领域，公开了一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，步骤S1.根据层流机翼平均气动弦长确定临界高度的仿真范围；步骤S2.利用基于Gama‑Theta转捩模型的CFD方法，获取光滑层流机翼的自然转捩位置；步骤S3.在层流机翼前缘位置布设凸出物，并通过网格生成软件进行空间离散，采用基于Gama‑Theta转捩预测模型的CFD方法进行仿真分析，获取CFD仿真结果；步骤S4.根据CFD仿真结果获取气动增量与凸出物的高度关系式；步骤S5.通过强制转捩风洞试验获取气动导数增量与转捩位置关系式；步骤S6.根据凸出物高度n0、展向长度b0，弦向位置xt，确定层流机翼表面凸出物引起的气动增量。本发明具有提高层流机翼的设计效率的效果。
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公开(公告)号：CN114491808A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210051786.4
申请日：2022-01-17
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品，通过风洞试验和数值仿真得到的飞机气动特性数据和预设的气动焦点调整量得到机翼位置调整量，以气动焦点目标位置为目标导向对机翼位置进行调整，实现了快速得到与飞机外形改变后的重心相匹配的气动焦点，相对于以往调整气动焦点需要通过多次摸索调整和多次风洞试验、数值仿真去计算验证，本申请仅对机翼位置进行调整就可以实现气动焦点的准确调整，可以实现飞机外形改变后气动焦点与重心的快速匹配，缩短了飞机设计迭代周期；同时，在风洞试验与数值仿真费用高、时间长的现状下，只进行一次风洞试验与数值仿真也大幅节省了试验成本。
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公开(公告)号：CN113626934A
公开(公告)日：2021-11-09
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。
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公开(公告)号：CN111498085A
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN202010296285.3
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: 本发明公开了一种适用于下单翼布局的高空长航时无人机机翼，涉及航空航天技术领域，机翼平面形状为带kink的梯形机翼，前缘后掠角为0°~10°，展弦比为16~20，kink位置位于半展长24%~27%bH，kink处弦长为0.81~0.82cA。本发明使机翼表面流动不至于形成横流转捩，保证机翼具有高升阻比；还可以满足起落架及其收放机构的容纳需求；kink设计还具有控制翼身干扰流动展向影响范围的作用；展向kink以内的机翼段带有上反角，而展向kink以外的机翼段无上反角，该设计一方面可以增加翼尖离地高度，防止机翼变形后翼尖擦地，另一方面可以在一定程度上增加横向稳定性。
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公开(公告)号：CN109250105A
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201811112079.1
申请日：2018-09-25
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种可变构型超音速飞翼布局飞机，包括外翼、内翼，所述外翼向上折起，且所述外翼与内翼的折叠夹角为30°~60°；所述外翼的折叠展向长度占飞机的机翼展向长度的45%~70%。本发明通过外翼上折，使得飞机航向变为静稳定，利于飞翼布局飞机的控制，具有较好的实用性。本发明在超音速飞行时，通过外翼上折，使得飞机航向变为静稳定，利于飞翼布局飞机的控制。本发明还公开了一种可变构型超音速飞翼布局飞机的飞行方法，飞机从超音速构型变为正常构型时，飞机在超音速构型进行倒飞，然后展开外翼直到外翼与内翼的角度为0°，然后在进行正飞。本发明飞行转换方法简单，具有较好的实用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114676500B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202210271063.5
申请日：2022-03-18
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及层流机翼表面凸出物的计算技术领域，公开了一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，步骤S1.根据层流机翼平均气动弦长确定临界高度的仿真范围；步骤S2.利用基于Gama‑Theta转捩模型的CFD方法，获取光滑层流机翼的自然转捩位置；步骤S3.在层流机翼前缘位置布设凸出物，并通过网格生成软件进行空间离散，采用基于Gama‑Theta转捩预测模型的CFD方法进行仿真分析，获取CFD仿真结果；步骤S4.根据CFD仿真结果获取气动增量与凸出物的高度关系式；步骤S5.通过强制转捩风洞试验获取气动导数增量与转捩位置关系式；步骤S6.根据凸出物高度n0、展向长度b0，弦向位置xt，确定层流机翼表面凸出物引起的气动增量。本发明具有提高层流机翼的设计效率的效果。
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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：CN117349956A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311165402.2
申请日：2023-09-11
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请的实施例公开了一种进气堵锥设计方法、装置、存储介质及电子设备，涉及飞机制造技术领域，包括：基于目标堵锥的仿真模型，获得目标飞机在干净状态下的外阻力数据；根据外阻误差数据对应的步进度数，调整给定锥角的度数，并返回基于目标堵锥的仿真模型，获得目标飞机在干净状态下的外阻力数据的步骤，直至外阻误差数据满足终止条件，获得目标锥角。本申请通过以进气工作状态下的外阻力系数与进气堵锥在干净状态下的外阻力系数为卡控，以外阻误差数据为依据并配合对参数的循环优化，对给定锥角的度数进行调整，以使不同状态下的全机外流场特性高度一致，能够有效提升进气堵锥设计的质量。
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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：CN114357799A
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210051889.0
申请日：2022-01-17
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，通过以飞机舵效死区为范围得到可以避开舵效死区且产生的偏航力矩相同的差动式阻力方向舵的多种预偏角度组合，计算目标飞机巡航状态下的巡航升力系数，对比巡航升力系数与不同的预偏角度组合的气动数据曲线，筛选出差动式阻力方向舵的目标预偏角度组合，既避开了舵效死区，也不会产生附加的纵向力矩，不再需要额外的升降舵来配平，也不会导致全机配平阻力增加，确保了巡航状态下的飞机性能更优。
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