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公开(公告)号：CN116956461B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202310826823.9
申请日：2023-07-06
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，包括以下步骤：获取机翼设计参数，以确定机翼平面形状；其中，机翼设计参数包括机翼面积Sw、机翼根弦长Cr、机翼梢弦长Ct、机翼半展长bw以及机翼前缘后掠角Λw；根据机翼根弦长Cr进行参数优化，以获得机翼与尾翼水平距离d；根据机翼半展长bw进行参数优化，以获得尾翼半展长bt；根据机翼前缘后掠角Λw进行参数优化，以获得尾翼前缘后掠角Λt；根据机翼面积Sw，确定尾翼面积St；根据尾翼面积St和所述尾翼半展长bt，确定尾翼根弦长Cr1；根据尾翼根弦长Cr1，确定尾翼梢弦长Ct1，本申请具有提升飞机可用迎角和可用升力系数的同时还具有良好的纵向静稳定性的优点。
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公开(公告)号：CN116882044A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310661711.2
申请日：2023-06-06
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种内外流一体化飞机推阻划分方法，属于无人机气动设计领域，包括：在飞机净推力计算控制体划分的基础上将进气道内流部分划入控制体，分析控制体不同部分的受力，形成明确的推力和阻力计算公式；然后对加速和减速过程进行飞参阻力分析，获得飞参的阻力，然后根据飞参数据获得发动机流量进而得到进气道出口压力边界条件，通过CFD计算获得加速阶段和减速阶段的阻力，根据计算结果和飞参数据给定系统阻力误差进行阻力校正。本发明针对飞机推、阻力的预测难题，建立飞机内/外流一体化数值模拟方法及飞机与发动机的推力、阻力计算模型，开展飞机与发动机的推力、阻力评估研究，为飞机气动特性分析及性能分析提供依据。
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公开(公告)号：CN116577107A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310425779.0
申请日：2023-04-20
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及进气道性能检测技术领域，具体涉及一种并列双S弯进气道性能测量方法及修正方法。所述测量方法在现有地面试验舱的地面试验台只能安装一侧进气道及提供一套动力装置的试验条件下，针对全尺寸的并列双S弯进气道试验件，通过安装隔板模拟真实地面状态下进气道工作状态，同时结合特定结构的米字测压耙采集各个测点的压力值，进而计算出多项进气道的性能参数。本发明以较小的成本代价获取并列双S弯全尺寸进气道地面状态的性能数据，且获取的性能数据更贴近真实状态，为保障飞机地面滑行和飞行安全性提供了更可靠的数据支持。
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公开(公告)号：CN114896680A
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210269902.X
申请日：2022-03-18
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，该方法基于爬升试飞，飞行状态稳定，试飞风险较小，同时，通过实际试飞数据推算修正获取飞机的稳定盘旋性能极限，数据的准确性高，极大的降低了试飞的风险。因此，该方法对飞机后续盘旋机动极限性能的获取以及其它结合飞行试验科目的安全完成有积极的意义和深远的影响。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113704886A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110937796.3
申请日：2021-08-16
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种快速、择优的缝道翼型设计方法，包括如下步骤：步骤一，缝道形状设计：包括缝道形状参数化、缝道形状求解及缝道形状优化；步骤二，缝道参数设计：根据缝道形状优化设计结果，选取设计结果最优、同时满足约束条件的缝道形状作为缝道参数设计的输入，缝道参数设计包括缝道襟翼坐标变换和缝道参数优化。本发明通过全自动化流程的设计，能够实现从海量样本点中快速筛选出缝道形状和缝道参数组合的最优设计方案，实现了缝道翼型的快速、择优设计，具有较高的工程使用价值。
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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：CN112362291A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011060976.X
申请日：2020-09-30
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法，包括以下步骤：S1：计算出真实雷诺数，选取雷诺数；S2：进行纵向气动特性仿真，绘纵向气动特性曲线；S3：得关键系数；S4：绘制关键系数与雷诺数的关系曲线图；S5：得拟合变化关系式；S6：得仿真关键系数；S7：对选取的关键雷诺数进行风洞实验，绘纵向气动特性曲线，得实验关键系数；S8：根据仿真关键系数和实验关键系数，得修正公式；S9：根据修正公式，修正风洞试验数据。本发明提供的雷诺数效应修正方法，适用于飞翼布局飞机进行纵向气动力系数修正的，其过程相对简单，容易理解，经过高雷诺数风洞试验验证表明该方法修正后得到的纵向气动力系数更接近真实飞行结果。
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公开(公告)号：CN117349956B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202311165402.2
申请日：2023-09-11
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请的实施例公开了一种进气堵锥设计方法、装置、存储介质及电子设备，涉及飞机制造技术领域，包括：基于目标堵锥的仿真模型，获得目标飞机在干净状态下的外阻力数据；根据外阻误差数据对应的步进度数，调整给定锥角的度数，并返回基于目标堵锥的仿真模型，获得目标飞机在干净状态下的外阻力数据的步骤，直至外阻误差数据满足终止条件，获得目标锥角。本申请通过以进气工作状态下的外阻力系数与进气堵锥在干净状态下的外阻力系数为卡控，以外阻误差数据为依据并配合对参数的循环优化，对给定锥角的度数进行调整，以使不同状态下的全机外流场特性高度一致，能够有效提升进气堵锥设计的质量。
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公开(公告)号：CN117094078B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202310911824.3
申请日：2023-07-24
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种侧滑角自适应的横航向控制舵面设计方法，首先通过抗风设计指标和横航向力矩特性矩阵计算舵面的滚转力矩系数目标参数和偏航力矩系数目标参数，随后通过对具有不同根弦长的全机数模进行拟合计算获取舵面的根弦长参数；再建立根梢比集合，通过若干具有不同展长的全机数模的模拟获取展长集合，通过根梢比集合与展长集合重新生成若干全机数模并在此进行拟合计算获取舵面的长长和梢弦长，并最终根据根弦长、展长和梢弦长确定舵面安装点位；本发明利用部件耦合干扰原理保证仅通过副翼偏转便能够平衡飞机飞行过程中由侧风扰动产生的侧滑角，解决了常规飞机通过方向舵和副翼双舵配合使用引起的全机部件及系统组成复杂、重量重、成本高的问题。
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