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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：CN117473907B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311804126.X
申请日：2023-12-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了基于流场伴随方程的笛卡尔网格自适应加密方法，包括：生成初始笛卡尔网格；设置目标函数的全局误差阈值；在当前笛卡尔网格上求解三维可压缩无粘流动控制方程；在当前笛卡尔网格上求解流场伴随方程；对当前笛卡尔网格进行预加密，采用插值方法计算笛卡尔细网格上的流场插值解和伴随插值解；计算当前笛卡尔网格单元的伴随自适应探测器值，标记需要加密的当前笛卡尔网格单元；对待加密的笛卡尔网格单元进行加密；当所有网格单元的伴随自适应探测器值满足设定阈值要求时终止自适应加密过程。能够准确定位流场中输出函数误差较大的区域，确保网格加密在正确的位置进行,有效避免了因错误判断加密区域导致的网格过度加密。
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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：CN116738576A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310824318.0
申请日：2023-07-06
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 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种旋翼结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质，应用于冰形预测领域，该方法考虑了离心力和溢流速度差异的影响，通过引入溢流水流动时间步和离心加速度来更新控制体的流出水质量流量和流入水质量流量，并迭代计算活动水质量流量直至收敛，从而确定最终的目标冻结水冻结速率以预测旋翼结冰冰形。避免了现有技术中在迭代计算活动水质量流量时，使每一次迭代每个网格的流出水完全流出到相邻的网格，同时该网格也接收来自上游的溢流水，忽视了不同网格尺寸差异和溢流速度的差异且未考虑离心力对水膜的作用而导致旋翼结冰冰形预测不精确的问题。
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Patent Agency Ranking
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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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：CN112298534B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202011249652.0
申请日：2020-11-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64C21/06
Abstract: 本发明公开了一种具有表面压力动态控制的机翼的控制方法，在机翼上表面前缘附近开有若干气孔，气孔通过导管与气泵相连接。每个导管均有单独控制的流量阀。流量阀由控制器单独控制，从而调节每个气孔的吸气流量，来控制机翼上表面的压力分布形态。该技术方案的重点之处在于如何根据实时的飞行状态，如飞行速度、高度、迎角等动态调整各个流量阀，实现需要的压力分布形态。本发明能够在宽工况范围内实施有效控制流动，显著提升飞行器气动特性，具有流动控制效率高的优势。
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公开(公告)号：CN110513152A
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201910857391.1
申请日：2019-09-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: F01D5/30
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机榫头及其连接结构，包括榫头和与之连接的榫槽，所述榫头的榫齿与所述榫槽之间不进行线性接触形式的直接接触，在上述技术方案中，所述榫头与所述榫槽之间设置有滚子结构；本发明将传统单一的线接触形式，转换为滚动的线接触形式，从而将榫头、榫槽接触的集中力有效的转化为圆柱滚子的滚转力矩，极大的降低了榫头、榫槽之间接触的集中应力；与此同时，通过圆柱滚子的滚动，使得其余榫头和榫槽之间的摩擦形式变为滚动摩擦形式，降低了单点磨损的机率，极大的提高了榫头的磨损寿命。
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