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公开(公告)号：CN113212733A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110479502.7
申请日：2021-04-30
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本申请属于无人机技术领域，尤其涉及一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法，包括如下步骤：判断遇风后，启动突风减缓模式，将位于机翼后缘的副翼置于松浮模式，利用副翼在突风影响下随风漂浮的作用快速减小高频短周期的风对机翼产生的突风载荷增量；之后再偏转升降舵，产生与突风相反的力矩，控制飞机姿态和轨迹。本申请提出一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓设计方法，不需要对主翼面（机翼）结构进行重新设计，结构简单、重量轻、成本低，仅利用机翼后缘的副翼在突风作用下自由飘浮偏转带来局部载荷的下降，可以在短时间内有效减缓机翼突风过载增加。
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公开(公告)号：CN111400824A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010242925.2
申请日：2020-03-31
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , B64F5/00
Abstract: 本发明提出一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，步骤为，刚性构型气动数据求解，不考虑飞机的弹性变形，求解刚性飞机的气动数据；弹性构型气动数据求解，通过假设一个机翼变形量，重构飞机模型，即弹性构型，进行气动数据求解；变形水平与气动特性变化对应关系求解，通过假设不同的变形水平，获取相应的气动特性变化量，形成对应关系；机翼变形限制条件求解，通过变形水平与气动特性变化的对应关系，结合气动特性允许变化量，求解出机翼变形允许量。本发明在设计之初就提出变形限制条件，保证气动设计不偏离目标值，同时为结构设计提供参考；减少了气动-结构设计的迭代次数，缩短飞机设计周期；使飞翼布局飞机方案设计高效、准确。
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公开(公告)号：CN110909416A
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201910878110.0
申请日：2019-09-17
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种复合操纵面无人机的对称机动载荷减缓方法，包括如下步骤：建立承担相同机动功能的操纵面对全机气动力贡献的数学矩阵模型，获取各自贡献比例K_dCLi、K_dCmi；建立机动操纵舵面功能定义优化数学模型；建立承担相同机动功能的操纵面部件力及其对翼面载荷影响的数学矩阵模型，获取操纵面铰链力矩系数Cmji以及对翼面展向载荷分布的影响比例K_dFzi、K_dMxi、K_dMyi；对操纵面所在位置的翼面结构最大厚度进行分析，获取沿展向的分布特性Di；采用优化方法求解复合操纵面最优分配比例方案。本发明实现了非等比的舵面载荷分配和翼面载荷增量分配，符合翼面结构的设计方案和优化趋势，为结构优化减重和飞行控制提供可以实施的操纵策略，降低全机重量。
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公开(公告)号：CN109460596B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN201811268004.2
申请日：2018-10-29
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞翼无人机非线性载荷计算方法，包括飞行姿态参数求解的步骤。所述飞行姿态参数求解中以气动非线性系数为基础采用多自由度耦合的飞行动力学仿真模型进行飞机的气动力和动力学飞行计算，同时建立目标函数，使用优化算法对不满足要求的飞行姿态参数结果进行优化，输出的飞行姿态参数作为非线性集中载荷计算的输入。本发明针对无人机全机气动力非线性特点，本发明以气动非线性系数为基础，采用多自由度耦合的飞行动力学仿真模型，求解三轴耦合非线性的飞行姿态参数；从而实现飞翼无人机非线性载荷的计算，具有较好的实用性。(56)对比文件MehdiGhoreyshi等.Unsteadyaerodynamics modeling for aircraftmaneuvers: A new approach using time-dependent surrogate modeling《.AerospaceScience and Technology》.2014,第39卷222-242.宋炜.基于MATLAB的无人机硬件在回路仿真技术研究《.中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)(工程科技Ⅱ辑)》.2009,(第6期),C031-58.郭林亮等.水平风洞中开展飞机尾旋特性研究的理论分析《.航空学报》.2018,第39卷(第6期),122030-1-122030-12.
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公开(公告)号：CN114896681A
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210271125.2
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耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，该方法基于耦合盘旋爬升动作直接获取飞机的爬升特性，在试飞过程中，通过调整滚转角，改变飞机的当量重量，获取飞机不同重量点的爬升性能。同时，该方法通过实际试飞获取源数据，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能高效且准确的获取飞机目标重量下的爬升率，对飞机后续的持续试飞以及性能指标的完成有积极的意义和深远的影响。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113212733B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202110479502.7
申请日：2021-04-30
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本申请属于无人机技术领域，尤其涉及一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法，包括如下步骤：判断遇风后，启动突风减缓模式，将位于机翼后缘的副翼置于松浮模式，利用副翼在突风影响下随风漂浮的作用快速减小高频短周期的风对机翼产生的突风载荷增量；之后再偏转升降舵，产生与突风相反的力矩，控制飞机姿态和轨迹。本申请提出一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓设计方法，不需要对主翼面（机翼）结构进行重新设计，结构简单、重量轻、成本低，仅利用机翼后缘的副翼在突风作用下自由飘浮偏转带来局部载荷的下降，可以在短时间内有效减缓机翼突风过载增加。
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公开(公告)号：CN110909416B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201910878110.0
申请日：2019-09-17
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种复合操纵面无人机的对称机动载荷减缓方法，包括如下步骤：建立承担相同机动功能的操纵面对全机气动力贡献的数学矩阵模型，获取各自贡献比例K_dCLi、K_dCmi；建立机动操纵舵面功能定义优化数学模型；建立承担相同机动功能的操纵面部件力及其对翼面载荷影响的数学矩阵模型，获取操纵面铰链力矩系数Cmji以及对翼面展向载荷分布的影响比例K_dFzi、K_dMxi、K_dMyi；对操纵面所在位置的翼面结构最大厚度进行分析，获取沿展向的分布特性Di；采用优化方法求解复合操纵面最优分配比例方案。本发明实现了非等比的舵面载荷分配和翼面载荷增量分配，符合翼面结构的设计方案和优化趋势，为结构优化减重和飞行控制提供可以实施的操纵策略，降低全机重量。
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公开(公告)号：CN113223329A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110352486.5
申请日：2021-03-31
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G08G5/00
Abstract: 本发明公开了一种无人机在台风场中飞行安全性评估方法，包括定位台风中心和飞行安全性评估，所述的定位台风中心主要是根据风场中东西向风速、南北向风速和垂直向风速计算出整个台风场的旋度，再根据旋度及合风速绝对值大小定位台风中心；所述的评估无人机在台风场中飞行的安全性主要是先确定不同的研究半径，该半径是指研究的位置与台风中心的距离，再根据无人机的抗风能力计算该半径所确定的风圈上无人机遭遇危险风速的概率。本发明能够对无人机在台风场中飞行的安全性进行评估，进而能够指导无人机在台风场中的飞行路线的规划。
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公开(公告)号：CN106649909A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610752222.8
申请日：2016-08-29
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明公开一种双余度补偿式尾翼舵面故障状态控制方法，步骤为：故障状态物理模型建立步骤、故障状态参数化通用模型建立步骤、舵效和铰链力矩限制边界计算步骤、剩余操纵能力和安全可控飞行包线确定步骤、装订应急处置包线和在线使用。本发明优化精简了故障状态的分析范围，用最少的计算量获得最大的安全可控飞行包线；简化了数学模型；在控制模型中采用降阶插值法得到飞行过程中的漂浮舵偏角度，实现了漂浮状态舵偏角的精确计算；通过提前装订应急处置包线，为在线应急预设了安全飞行范围。本发明综合考虑舵面铰链力矩和效率对飞行器剩余操纵能力的影响，为舵面故障应急处置预设了满足安全飞行的高度、速度范围，提高了飞行器生存力。
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公开(公告)号：CN116186873A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211116609.6
申请日：2022-09-14
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开了一种用于CFD/CSD静气弹计算的结构节点筛选方法，该方法包括：S1、建立结构模型，提取表面节点；S2、划分得到多个部件的表面节点；S3、划分为上表面节点和下表面节点；S4、将结构模型投影到XY平面上，获得平面投影形状，根据平面投影形状特点，构建若干个四边形，再在每个四边形的每条边上布点，构造出由多个小四边形组成的虚拟网格；S5、针对每个虚拟网格，求取中心点坐标，筛选出结构节点；该方法能够快速对结构表面节点进行筛选，以提高气动和结构的耦合插值效率，解决了静气弹计算中因节点数量过多引起的计算效率低下问题，可广泛应用于航空飞行器的静气动弹性设计过程中，从而提高设计效率，降低飞行器的研制周期。
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