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公开(公告)号：CN113626934A
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110936399.4
申请日：2021-08-16
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及无人机设计领域，尤其涉及一种飞翼布局无人机机翼多构型协调设计方法，包括步骤一，机翼尺寸参数协调设计；步骤二，翼平面参数协调设计；步骤三，机翼剖面参数协调设计；步骤四，机翼翼型协调设计；步骤五，与中小展弦比飞翼布局无人机平台所匹配大展弦比机翼协调设计；针对每组外形，通过仿真筛选出巡航升阻比最大、且低头力矩最小的方案作为最终的大展弦比机翼方案。本发明设计方法简单，实用性较好，避免了方案设计的反复迭代，同时解决了飞翼布局无人机多构型机翼设计的关键难题‑气动设计难题，进一步推动飞翼布局无人机机翼变构型技术落地，具有较高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN111563292B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202010295499.9
申请日：2020-04-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及飞机气动数据采集技术领域，公开了一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用CFD仿真技术获取层流翼型飞机全Re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界Re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机Re数效应修正量；最后根据Re数效应修正量完成风洞试验数据的Re数效应修正。本发明所述的Re数效应修正方法考虑了Re数对机翼流动转捩位置产生影响进而对飞机升力、阻力、纵向力矩的影响效应，有效提升层流翼型飞机Re数效应修正的准确性，保障飞行安全。
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公开(公告)号：CN113120250A
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202110460244.8
申请日：2021-04-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法，包括以下步骤：1）选取合适的无人机发射初始攻角；2）建立无人机发射角和火箭安装角的匹配关系；3）选取一系列的无人机发射角，根据步骤（2）中无人机发射角和火箭安装角的匹配关系，求取相应的火箭安装角，形成发射角和安装角的第一映射集合；4）对火箭安装角结构安装可行性判断，将第一映射集合中不满足承力要求的安装角和发射角进行剔除，获得发射角和安装角的第二映射集合；5）针对第二映射集合中的安装角和发射角进行计算，选取满足发射末速度要求的安装角和发射角，获得发射参数集合。本发明是在零长发射无人机设计阶段，选取合适的发射参数，保证零长发射的安全性。
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公开(公告)号：CN109250105A
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201811112079.1
申请日：2018-09-25
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种可变构型超音速飞翼布局飞机，包括外翼、内翼，所述外翼向上折起，且所述外翼与内翼的折叠夹角为30°~60°；所述外翼的折叠展向长度占飞机的机翼展向长度的45%~70%。本发明通过外翼上折，使得飞机航向变为静稳定，利于飞翼布局飞机的控制，具有较好的实用性。本发明在超音速飞行时，通过外翼上折，使得飞机航向变为静稳定，利于飞翼布局飞机的控制。本发明还公开了一种可变构型超音速飞翼布局飞机的飞行方法，飞机从超音速构型变为正常构型时，飞机在超音速构型进行倒飞，然后展开外翼直到外翼与内翼的角度为0°，然后在进行正飞。本发明飞行转换方法简单，具有较好的实用性。
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公开(公告)号：CN108595903A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810815461.2
申请日：2018-07-24
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种研究进气道内流的仿真分析方法，属于飞机仿真分析技术领域，包括以下步骤：S1.通过CFD仿真模拟技术分别建立飞机外流和飞机的进气道内流两个流通域，两个流通域之间通过设计交界面来完成流动的耦合；S2.在进气道内流的流通域中，将进气道出口截面往后延伸一倍进气道出口直径的长度，而延伸后的进气道出口截面作为CFD仿真分析边界截面；S3.对飞机外流以及进气道内流的气动参数进行提取和分析。本发明可以对飞机外流和进气道内流的气动参数进行分别提取，而且互不影响，同时通过延伸的CFD仿真分析边界截面能够得到进气道出口截面的截面静压，进而得到截面的总压分布，形成一个准确的进气道内流气动参数。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117094243A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310907925.3
申请日：2023-07-24
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及内埋武器机弹分离动力学技术领域，具体地说，涉及一种内埋武器投放安全性判定方法、系统、设备及介质；该方法基于CFD技术首先建立全局坐标系生成模型嵌套网格，并计算内埋武器的气动力和气动力矩，进而计算出姿态角和质心位移；其次建立局部坐标系，确定内埋武器几何表面特征点的局部坐标，并计算全局坐标，确定出基准安全距离；最后计算投放过程中内埋武器与边界的最小距离，判断投放过程是否安全；实现了有效、定量判定内埋武器投放的安全性。
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公开(公告)号：CN111959816B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202010681898.9
申请日：2020-07-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法，包括以下步骤：1）优化翼根翼型的相对厚度设计；2）优化翼尖翼型的相对厚度设计；3）优化机翼前缘后掠角度数；4）优化机翼翼尖小展弦比梯形翼设计；5）优化机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的比例设计。本发明针对飞翼布局飞机通过一系列的气动手段，保证了低速起降及机动作战时具有较大可用升力系数，同时兼顾了高速飞行时具有较小气动阻力、较高升阻比、较大阻力发散马赫数的设计要求，实现了高低性能的共同提升；方法简单、实用性好、可靠性高、不增加结构复杂性，具有较大的推广应用价值。
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公开(公告)号：CN113218613A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110352467.2
申请日：2021-03-31
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种层流机翼的转捩位置确定方法，通过自由转捩纵向气动特性风洞试验计算自由转捩状态下的纵向气动导数，在不同转捩位置下进行强制转捩纵向气动特性风洞试验计算不同转捩位置下的纵向气动导数，根据不同转捩位置下的纵向气动导数求得自由转捩状态下的转捩位置从而得到最终的转捩位置。本发明提出了一种基于常规测力风洞试验与强制转捩技术相结合以实现确定层流机翼转捩位置的方法，该方法实现过程简单、试验成本低廉而且能够较为精确的获取转捩位置，具有较强的实用性。
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公开(公告)号：CN112525072A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011160300.8
申请日：2020-10-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01B11/00
Abstract: 本申请属于涉及飞机装配测量领域，具体涉及一种用于飞机叉耳孔位对合的检测装置及其中心点标定方法，包括单耳检验棒和双耳检验棒，所述单耳检验棒上设置有叉耳单耳、所述双耳检验棒上设置有叉耳双耳，在单耳检验棒和双耳检验棒的两端分别设置有靶标座和靶标座，靶标座上设置有球头棱镜，靶标座上设置有球头棱镜，单耳检验棒内部设置有同轴的结构芯棒，结构芯棒的两端安装有靶标座，球头棱镜吸附在靶标座的球窝中；双耳检验棒内部设置有同轴的结构芯棒，结构芯棒的安装有靶标座，球头棱镜吸附在靶标座的球窝中，本申请效率更高，精准，简化测量过程，对飞机对合时孔位标定具有重要作用。
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公开(公告)号：CN110816874A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201910962323.1
申请日：2019-10-11
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动图线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL。本发明克服了发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。本发明在不利用发动机台架试验数据的基础上，辨识出飞机的平衡极曲线，为后续首飞试飞规划的合理制定建立基础，具有较好的实用性。
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