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公开(公告)号：CN105205208B
公开(公告)日：2018-09-04
申请号：CN201510511196.5
申请日：2015-08-19
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞机机翼型架外形设计方法，包括以下步骤：(1)根据气动设计要求进行巡航外形设计；(2)设计机翼的具体结构分布；(3)计算一次卸载型架外形；(4)对步骤(3)中的一次卸载型架外形进行优化，并更新结构的有限元模型；(5)对步骤(4)中得到的第二优化型架外形进行静气动弹性计算，验证其真实巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能是否一致。本发明可根据不同型号飞机在制造中的工艺要求，在机翼上选取适配的定位线进行型架外形设计；通过对型架外形进行优化设计，实现了真实巡航外形气动力分布与设计巡航外形的气动力分布一致，设计出的型架外形在真实飞行时的巡航外形与设计的巡航外形相近。
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公开(公告)号：CN105205208A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510511196.5
申请日：2015-08-19
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞机机翼型架外形设计方法，包括以下步骤：(1)根据气动设计要求进行巡航外形设计；(2)设计机翼的具体结构分布；(3)计算一次卸载型架外形；(4)对步骤(3)中的一次卸载型架外形进行优化，并更新结构的有限元模型；(5)对步骤(4)中得到的第二优化型架外形进行静气动弹性计算，验证其真实巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能是否一致。本发明可根据不同型号飞机在制造中的工艺要求，在机翼上选取适配的定位线进行型架外形设计；通过对型架外形进行优化设计，实现了真实巡航外形气动力分布与设计巡航外形的气动力分布一致，设计出的型架外形在真实飞行时的巡航外形与设计的巡航外形相近。
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公开(公告)号：CN114715416A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210283285.9
申请日：2022-03-22
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及航空涡扇发动机技术领域，提供了一种航空涡扇发动机及外涵道喷口，在发动机吊挂外侧的发动机短舱后缘设置有缺口，外涵道喷口型面上设置有与所述缺口形状相配合的导流曲面，所述缺口在发动机吊挂外侧单侧设置，所述缺口与发动机短舱后缘的过渡段包括两段过渡圆角。本发明采用涡扇发动机外涵道的单侧缺口形喷口，利用发动机风扇排气的高速流动为机翼提供流动保护，提升升力系数，降低大迎角下发动机短舱对机翼产生的不良影响，从而较小阻力，较小短舱重量，提升飞机升力系数和升阻比；本发明有潜力替代外侧短舱扰流片的功能，其阻力小、没有重量代价、能够提高商用飞机产品的性能和经济性，从而提高产品竞争力。
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公开(公告)号：CN112347561B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202011249231.8
申请日：2020-11-10
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质，应用于爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型。该方法包括：生成目标部件中各组件的三维贴体网格；分别对各组件进行定常流场分析，得到产生在各组件上的气动载荷；根据各组件上的气动载荷，确定各组件的结构变形量；根据各组件的结构变形量，对各组件的气动表面网格和气动空间网格进行变形，并在确定各组件的静气动弹性分析达到预设的收敛条件时，输出各组件的分析结果。该方法能够全流程自动化地实现低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析，简化了低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析的复杂度，提高了分析效率。同时，也提高了分析结果的准确性。
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公开(公告)号：CN112414668B
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202011211238.0
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。该方法包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。上述方法根据机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性有限元模型，多次迭代求解获得的机翼试验模型气动力差量，进而得到修正后的机翼试验模型气动力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112347561A
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN202011249231.8
申请日：2020-11-10
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质，应用于爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型。该方法包括：生成目标部件中各组件的三维贴体网格；分别对各组件进行定常流场分析，得到产生在各组件上的气动载荷；根据各组件上的气动载荷，确定各组件的结构变形量；根据各组件的结构变形量，对各组件的气动表面网格和气动空间网格进行变形，并在确定各组件的静气动弹性分析达到预设的收敛条件时，输出各组件的分析结果。该方法能够全流程自动化地实现低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析，简化了低速高升力飞行器构型的静气动弹性分析的复杂度，提高了分析效率。同时，也提高了分析结果的准确性。
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公开(公告)号：CN114036642A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111317458.6
申请日：2021-11-08
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本专利公开了一种机翼热应力分布确定方法，属于计算机辅助设计领域，用于提供一种准确的机翼热载荷分布计算方法并以此计算机翼热应力分布，解决了热应力分布计算不准确且效率低的问题。本发明的主要技术方案为：步骤S1，初步构建计算流体力学模型和计算结构力学模型；步骤S2，耦合迭代确定所述流体动力学计算模型和所述结构动力学计算模型，并确定机翼热载荷分布；步骤S3，根据所述机翼热载荷分布，确定热应力分布。
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公开(公告)号：CN112896530A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110262225.4
申请日：2021-03-10
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: B64D27/24
Abstract: 本发明属于电动航空技术领域，公开一种电动飞机的辅助推进方法及电动飞机，第一推进装置驱动飞机本体飞行，第二推进装置与飞机本体对接，进而第一推进装置和第二推进装置同时驱动飞机本体飞行；所述电动飞机用于执行上述的电动飞机的辅助推进方法，包括飞机本体、第一推进装置和辅助推进装置，第一推进装置安装在飞机本体上，辅助推进装置包括第二推进装置和第三推进装置，第二推进装置和第三推进装置可选择地与飞机本体对接。本发明的电动飞机的辅助推进方法及电动飞机利用辅助推进装置辅助第一推进装置来驱动飞机本体飞行，能够提高飞行航程。
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公开(公告)号：CN112414668A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011211238.0
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。该方法包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。上述方法根据机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性有限元模型，多次迭代求解获得的机翼试验模型气动力差量，进而得到修正后的机翼试验模型气动力。
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公开(公告)号：CN217416120U
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202220628439.9
申请日：2022-03-22
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本实用新型涉及航空涡扇发动机技术领域，提供了一种航空涡扇发动机的外涵道喷口及航空涡扇发动机，在发动机吊挂外侧的发动机短舱后缘设置有缺口，外涵道喷口型面上设置有与缺口形状相配合的导流曲面，所述缺口在发动机吊挂外侧单侧设置，所述缺口与发动机短舱后缘的过渡段包括两段过渡圆角。本实用新型采用涡扇发动机外涵道的单侧缺口形喷口，利用发动机风扇排气的高速流动为机翼提供流动保护，提升升力系数，降低大迎角下发动机短舱对机翼产生的不良影响，从而较小阻力，较小短舱重量，提升飞机升力系数和升阻比；本实用新型有潜力替代外侧短舱扰流片的功能，其阻力小、没有重量代价、能够提高商用飞机产品的性能和经济性，从而提高产品竞争力。
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