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公开(公告)号：CN112623254A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011556262.8
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种混合层流机翼吸气能量损耗工程计算方法，根据CFD计算数据、风洞试验数据与飞行试验数据分析，分别拟合出以雷偌数REN、升力系数CL、机翼前缘后掠角Λw与巡航马赫数为自变量的机翼吸气装置能量损耗因子计算函数；以X21飞行试验所得上下机翼层流转戾位置为参考，使用考虑吸气的eN机翼边界层层流转捩位置计算方法，计算由翼型质量产生的能量损耗因子，最终通过对机翼展向各翼段的能量损耗因子面积积分求和，得到全机的机翼吸气装置能量损耗因子。本发明的方法适用于构型复杂的混合层流机翼前缘吸气装置的功率需求论证、基于功率分布优化的吸气系统管路设计，为混合层流控制技术飞机的推重比设计、机翼构型优化设计提供技术支持。
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公开(公告)号：CN112623214A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011555883.4
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种基于水翼技术的水陆两用无人运输机，包括机身、机翼、尾翼，机身下半部分是水密性浮力箱，机翼是外侧具有下翻功能的水翼型机翼，尾翼采用T型尾翼结构；还包括机翼布局结构、内侧机翼结构、外侧可下反式水翼结构、机身结构、尾翼结构与起降系统。本发明的装载能力与航程显著大于国内已试飞的水陆两用无人运输机U650，可在水面安全起降，适用于水系发达地区的物流运输，也可在简易机场或公路上起降，物资运输的可达性好；由于舍去了笨重的水橇，飞机的巡航气动效率明显增大。
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公开(公告)号：CN112613122A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011556064.1
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种层流控制飞机顶层参数设计方法，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。本发明可减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，采用能量补偿法对推重比设计的相关约束函数进行修正，可支持层流控制飞机的机翼吸气系统功率需求论证，飞机减阻能力分析与发动机功率需求计算。
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公开(公告)号：CN111017198A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911346778.7
申请日：2019-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C21/06
Abstract: 本发明公开了一种用于高空飞行飞机机翼混合层流流动控制的吊舱，包括舱体、真空泵、环境温控系统，所述的真空泵、环境温控系统设置在所述的舱体内，所述的环境温控系统与所述的真空泵连接，本发明能够在高空极低温环境，高速飞行翼面较低压条件下完成对混合层流翼面气流的抽吸作用，从而创造并维持验证段吸气区域负压，在高雷诺数试验条件下在混合层流验证段上表面形成并维持大范围的混合层流区域，从而实现大大降低飞行摩擦阻力，提高飞行经济性的目标。
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公开(公告)号：CN111017185A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911322028.6
申请日：2019-12-19
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种层流技术验证机。该验证机包括：中央翼、双机身、外侧机翼、尾翼、动力装置，其中，中央翼设置在双机身之间；外侧机翼位于双机身外侧；尾翼设置在双机身后部上方，包括双垂尾和高置平尾且为π字型；动力装置为翼吊四发形式，包括发动机短舱和挂架。通过设置中央翼，进行层流验证相比于翼套技术，不受原机翼的限制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107472554A
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201710639989.4
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
CPC classification number: B64F5/60 , B60P3/11 , B64C2201/208
Abstract: 本发明设计飞行器气动力测试技术，特别涉及一种无人机车载气动力测试系统。无人机车载气动力测试系统包括：载车装置，用于承载预测试无人机，并带动预测试无人机沿预定方向作匀速直线运动；支撑装置，用于将预测试无人机固定设置在载车装置上，且支撑装置具有折叠状态和展开状态，在展开状态时用于调节预测试无人机的姿态，还用于测试预测试无人机的升力和阻力；数据采集装置，用于采集预测试无人机作匀速直线运动时的相对来流速度、预测试无人机的升力和阻力。本发明的无人机车载气动力测试系统，操作人员可以便利的安装被测试无人机，较精确地连续控制被测试无人机的迎角，提高试验测试效率。
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公开(公告)号：CN104890871A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510346259.6
申请日：2015-06-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种太阳能无人机及太阳能无人机操作方法。所述太阳能无人机包括第一无人机主体以及第二无人机主体以及带状载体，其一端用于与第一无人机主体固定连接，另一端用于与第二无人机主体固定连接，带状载体上设置有太阳能电池组；带状载体具有收起状态以及展开状态，在展开状态，太阳能电池组用于将光能转换成为所述太阳能无人机提供的电能；在收起状态，带状载体上的太阳能电池组停止工作。采用这种结构，相对于现有技术，本发明的太阳能无人机的太阳能电池组能够根据带状载体的尺寸而相应进行调整，且不占用太阳能无人机的机体上的位置，不会给太阳能无人机的机体带来不便。并且在不需要使用太阳能电池组时，能够将太阳能电池组收起。
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公开(公告)号：CN112591134A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011555765.3
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空技术领域，公开了一种短舱进气道剖面设计方法，首先确定短舱进气道典型设计剖面形状，然后确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子f值相同；再然后确定剖面的设计参数分布规律，给出离散参数表达式；再建立各剖面分布参数关系式，求解剖面的宽和高，最后重新确定短舱进气道典型设计剖面形状，绘制出短舱进气道出口典型设计剖面。本发明的方法不仅保持了剖面对称而且增加了设计的灵活性和工程化实用程度，提高了设计效率和质量。
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公开(公告)号：CN109319101A
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201710641376.4
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
CPC classification number: B64C27/08 , B64C27/52 , B64C2201/024 , B64C2201/042 , B64C2201/108 , B64C2201/127 , B64D27/24
Abstract: 本发明涉及无人驾驶飞行器设计，特别涉及一种太阳能无人机。一种太阳能无人机，包括机体和旋翼，所述机体呈矩形板状，所述旋翼均匀分布在所述机体的四个角，且所有所述旋翼均位于与所述机体上表面平行的平面内，所述机体的上表面铺设有用于为所述旋翼提供电能的太阳能电池板。本发明的太阳能无人机，结构紧凑，很容易实现较高的刚度，使得空气动力特性更稳定，飞行控制更可靠；另外，能够实现垂直升降、空中悬停功能；进一步，本发明的太阳能无人机具备飞翼式飞行器的优点，能够有效利用空气动力控制飞行速度和轨迹；并且，本发明的太阳能无人机太阳能利用效率较高。
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公开(公告)号：CN108100233A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711158311.0
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及飞机结构设计领域，特别涉及一种襟副翼。包括襟副翼(2)、后退驱动机构、偏转驱动机构以及瓦特连杆(5)。本发明通过设计后退驱动机构和偏转驱动机构，并采用瓦特连杆(5)将后退驱动机构与偏转驱动机构连接，可以实现左/右同步后退并偏转之辅助增升功能以及在此基础上的左/右差动偏转之横滚操纵能力。本发明的襟副翼，同时兼顾较强的增升能力和横滚操纵效率，并且不增加飞行控制系统的复杂性，对于简化短距起降飞机和舰载固定翼飞机的操纵面配置有积极效果。
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