-
公开(公告)号：CN107487438A
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201710649902.1
申请日：2017-08-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。
-
公开(公告)号：CN119577953A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411567117.8
申请日：2024-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 提供一种飞机蒙皮波纹度数值计算模型构建方法及其系统，其中，飞机蒙皮波纹度数值计算模型构建方法包括：数值计算网格绘制步骤：在基准飞机几何模型上绘制数值计算网格；物面提取步骤：提取数值计算网格中的物面，确定需要构建的蒙皮波纹度的中心位置及法向量；控制框构建步骤：在物面上，以蒙皮波纹度的中心位置为中心，构建面控制框；局部控制体生成步骤：将面控制框沿蒙皮波纹度的法向量进行拉伸，生成局部控制体；映射关联步骤：将局部控制体与数值计算网格进行映射关联；局部控制体参数调整步骤：通过调整局部控制体参数，构建得到蒙皮波纹度数值计算模型。
-
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。
-
公开(公告)号：CN119688230A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411906251.6
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M9/08 , G06F30/28 , B64F5/60 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种用于波纹度和阶差验证的风洞试验模型构建方法，先确定试验模型尺寸限制，将风洞试验模型外形按平板和圆盘部分两方面单独设计，根据试验测压需求，在设计完成的试验模型平板和圆盘型面上的特定位置布置测压点，而后确定支撑方式，设计完成后，判断整个试验模型是否满足试验模型尺寸限制，若是，则完成设计。从飞机RVSM适航审查需求出发，在无法直接将飞机外形等比例开展试验前提下，结合飞机RVSM关键区域表面蒙皮特征及静压受感器安装要求，设计试验模型以测量波纹度、阶差等微小尺度对压力的影响，为RVSM适航审查验证CFD方法在模拟波纹度、阶差等微小尺度影响方面的可靠性提供了有效支撑。
-
公开(公告)号：CN117610158A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311567504.7
申请日：2023-11-22
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64U40/20 , B64D1/16 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本申请属于无人机投放设计技术领域，具体涉及一种无人机投放气动相容性分离边界确定方法，设计在确定无人机空中投放安全分离的投放窗口尺寸，明确无人机投放气动相容性判断准则的基础上，计算确定无人机安全投放的载机状态参数范围，以此确定得出无人机投放气动相容性分离边界，可降低受设计人员主观影响，避免设计过度与设计不足的情形，为无人机空中从舱内安全投放奠定基础。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112591134B
公开(公告)日：2023-03-14
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。
-
公开(公告)号：CN107487438B
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201710649902.1
申请日：2017-08-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对厚度位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。
-
公开(公告)号：CN110697022A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910964803.1
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C3/14
Abstract: 本申请属于飞行器气动设计领域，特别涉及一种螺旋桨飞机机翼及螺旋桨飞机；第一方面，针对螺旋桨飞机机翼，在其上洗区处的机翼前缘部分设置有下垂部；第二方面，针对螺旋桨同向旋转型飞机，其包括左右两侧的机翼，左右两侧机翼前缘部分的下垂部为非对称分布。本申请的螺旋桨飞机机翼及螺旋桨飞机，根据两侧螺旋桨同向旋转产生的左右机翼流场不对称特点，将螺旋桨飞机上洗区一侧一定范围内的机翼前缘线性下垂，使得机翼前缘驻点线下移，前缘机翼和短舱表面速度降低，从而降低飞机的全机阻力，提高螺旋桨飞机的升阻比，进而提高螺旋桨飞机的性能。
-
公开(公告)号：CN210681131U
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN201921717849.5
申请日：2019-10-14
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C3/10
Abstract: 本申请属于飞机机翼设计领域，特别涉及一种机翼结构，包括机翼本体以及设置在机翼本体翼尖处的翼梢小翼；其中，翼梢小翼翼根弦长等于机翼本体的翼尖弦长，翼梢小翼先沿机翼本体展长方向延伸，再沿垂向延伸，且翼梢小翼的前缘和后缘均为平滑过渡的曲线；翼梢小翼翼根弦长至少大于5倍翼尖弦长；翼梢小翼具有第一预定角度的外撇角，以及具有第二预定角度的前缘后掠角，第一预定角度小于第二预定角度。本申请的机翼结构，翼梢小翼采用全曲线式的前缘和后缘，使其与机翼高度融合，能够有效减小翼尖涡的强度，减小飞机的巡航阻力，提高升阻比，增加飞机航程；并且具有良好的低速大迎角特性，保证飞机在低速大迎角条件下翼梢小翼的表面流线附着不分离。
-
公开(公告)号：CN211711094U
公开(公告)日：2020-10-20
申请号：CN201922358649.1
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
Abstract: 本实用新型公开了一种带尖劈形状后缘的螺旋桨飞机短舱，包括短舱头部、短舱中段和短舱尾部，所述的短舱尾部后缘为尖劈形状，所述的短舱尾部后缘与机翼参考平面的垂线之间有一夹角θ1，短舱后缘与短舱下表面之间有一夹角θ2，本实用新型通过将短舱后部下方延伸，上部位置保持基本不变，在短舱后部形成尖劈外形，这样既保证襟翼能够顺利展开，也使得气流在流到短舱后部时有充足的距离进行压力恢复，延缓了气流的分离，减小了短舱的分离阻力，提高了螺旋桨飞机的性能。通过相关分析，该技术可以使得螺旋桨飞机巡航状态阻力降低约2～3counts。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
11
records
(took 0.024 seconds)
