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公开(公告)号：CN116305827A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310121988.6
申请日：2023-02-16
Applicant: 北方工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开了一种融合气动原理的高速飞行器十字舵效估算方法，包括包括如下步骤：确定初始条件与飞行器模型参数，进行四舵零偏下的数值仿真并保存其结果；输入四个舵角，将其化为5种等效舵偏角进行处理；运用压缩/膨胀气动理论进行舵在不同来流角度下的受力计算；综合仿真结果与计算所得的舵受力，分别得出在俯仰、偏航复合效应下和在滚转效应下的估算结果。本发明基于空气动力学，运用压缩/膨胀气动原理，以十字舵排布的回转体飞行器为模型，依据输入的不同舵角对空气舵的受力进行计算，并在此基础上进一步进行飞行器舵效的快速估算；该方法贴合工程实际，一定程度上可指导飞行器空气舵的设计工作。
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公开(公告)号：CN115983014A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310015902.1
申请日：2023-01-05
Applicant: 北方工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于几何强约束的单转轴升力裕度飞行器可调翼设计方法，包括如下三步：确定旋转中心的位置范围、分段式可调翼设计流程和变形翼最大应力区域的校核；旋转中心位置范围的确定需结合所输入的飞行器造型、内部载荷和转轴半径，并在之上间隔取点，以每点为转轴中心分别进行可调翼的设计；上述位置范围划分为两或三个区域，对于在不同区域的点采用不同的设计流程；并选取可使机翼展开面积最大的方案作为设计结果，以飞行器极限飞行条件计算机翼的受力并校核应力强度以确定机翼最小厚度，完成可调翼的设计。本发明基于不同的飞行器外形与内部载荷形状，设计出对应尺寸包络范围内面积最大的绕单轴旋转的变形翼。
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公开(公告)号：CN115983014B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202310015902.1
申请日：2023-01-05
Applicant: 北方工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于几何强约束的单转轴升力裕度飞行器可调翼设计方法，包括如下三步：确定旋转中心的位置范围、分段式可调翼设计流程和变形翼最大应力区域的校核；旋转中心位置范围的确定需结合所输入的飞行器造型、内部载荷和转轴半径，并在之上间隔取点，以每点为转轴中心分别进行可调翼的设计；上述位置范围划分为两或三个区域，对于在不同区域的点采用不同的设计流程；并选取可使机翼展开面积最大的方案作为设计结果，以飞行器极限飞行条件计算机翼的受力并校核应力强度以确定机翼最小厚度，完成可调翼的设计。本发明基于不同的飞行器外形与内部载荷形状，设计出对应尺寸包络范围内面积最大的绕单轴旋转的变形翼。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117566100A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311543213.4
申请日：2023-11-20
Applicant: 北方工业大学
IPC: B64C31/02
Abstract: 本发明公开了一种高机动操纵特性的滑翔式乘波飞行器设计方法，所述设计方法包括如下步骤：步骤一、选用锥导乘波体为飞行器的基础构型，所述乘波体包括固定段机体和位于固定段机体左右两侧的变体侧前缘，所述变体侧前缘可旋转至所述固定段机体内；左右两侧的变体侧前缘分别记为左侧变体侧前缘和右侧变体侧前缘；步骤二、确定乘波体的前缘线；步骤三、确定乘波体上表面的高度和曲率；步骤四、确定乘波体上表面到乘波体固定段机体下表面的最大距离；步骤五、设计变体侧前缘；本发明大幅调节了乘波机体升阻比，提升了飞行器内部容积利用率，利用简单的旋转变形机理使乘波飞行器具有俯仰、偏航和滚转综合机动特性。
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公开(公告)号：CN117034793A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310788585.7
申请日：2023-06-30
Applicant: 北方工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了基于特征线后处理技术的进气道嵌入激波识别方法，涉及高速进气道性能分析/优化技术领域。二维特征线后处理，包括流场信息获取、二维特征线重构和特征线追踪终止条件；嵌入激波识别，包括激波轮廓识别、进气道壁面激波还原和三维嵌入激波轮廓还原；该基于特征线后处理技术的进气道嵌入激波识别方法，通过对三维进气道/机体一体化造型的CFD数值模拟结果分析得到嵌入激波的空间分布及流场参数，兼顾了一定的激波识别精度和求解效率，并有助于进气道内流的有效流通面积计算、附面层抽吸布置、激波附面层干扰分析、压缩型面优化等后续优化设计工作，能够在工程化的多轮紧凑迭代设计中体现其高效性和一定的精确度。
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公开(公告)号：CN115924104B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202310078512.9
申请日：2023-02-08
Applicant: 北方工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，本发明专利属于空天飞行器气动外形设计领域，所述飞行器包括机体、空气舵和变形翼，所述机体包括前部的细长体和后部的机腹，所述飞行器设计方法包括如下步骤：步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；步骤二、机体上表面设计：确保机体的细长体能装下载荷I，且机体表面的高度不能超过发射平台的半径；步骤三、机体下表面设计；步骤四、空气舵设计。本发明的变形翼可以分段展开，进而扩大升阻比的变化范围，变形翼展开后可形成更大的翼面积，形成显著的升力增益。
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公开(公告)号：CN116142447A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310012677.6
申请日：2023-01-05
Applicant: 北方工业大学
Abstract: 本发明公开了一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，包括基于机体与载荷的相对位置关系，建立飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，根据建立的飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，给定飞行器机体的前缘线，选取可动翼旋转中心；采用平动和转动结合的旋调式可动翼变动机理，用平动和转动相结合的运动方式得到初始机翼轮廓面积，基于旋转的中心进行干涉区域识别，再以对机体中心轴干涉区域的删除，最终得到机翼有效面积，能充分利用机体狭长的机体内部空间，有效增加机体内部空间的机翼收纳率，使得变动机翼旋调展开后对飞行器升阻比的增益最大化，且收起时与内部装载无干涉。同时可动翼的变形结构简单，可动翼在旋调过程中的升阻比可控。
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公开(公告)号：CN115924104A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310078512.9
申请日：2023-02-08
Applicant: 北方工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，本发明专利属于空天飞行器气动外形设计领域，所述飞行器包括机体、空气舵和变形翼，所述机体包括前部的细长体和后部的机腹，所述飞行器设计方法包括如下步骤：步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；步骤二、机体上表面设计：确保机体的细长体能装下载荷I，且机体表面的高度不能超过发射平台的半径；步骤三、机体下表面设计；步骤四、空气舵设计。本发明的变形翼可以分段展开，进而扩大升阻比的变化范围，变形翼展开后可形成更大的翼面积，形成显著的升力增益。
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