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公开(公告)号：CN116522482B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202310367544.0
申请日：2023-04-07
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风洞试验模型舵面角度片建模效率的方法，包括：S1、切割得到安定面连接部和舵面连接部；S2、使旋转偏角为最小偏角；S3、提取第一特征点，确定第一比例参数；提取角点；S4、使旋转偏角为最大偏角；提取第二特征点，确定第二比例参数；S5、通过数据拟合得到比例参数与舵面角度片偏角之间的关系式；S6、按照舵面角度片的偏角，提取第三特征点；创建中间连接部三维构型；S7、将中间连接部、安定面连接部、舵面连接部进行布尔加运算，得到舵面角度片，重复步骤S6‑S7，生成不同偏角的舵面角度片。本方法对不同的舵面角度片只需绕舵面转轴旋转相应角度即可生成，大大节省了设计时间，提高了设计工作效率。
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公开(公告)号：CN112362290A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011060932.7
申请日：2020-09-30
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp，通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea；通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，进而计算得到全机阻力系数增量。本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。
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公开(公告)号：CN112824848A
公开(公告)日：2021-05-21
申请号：CN201911144789.7
申请日：2019-11-21
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本申请属于风洞投放试验领域，具体涉及一种轻型弹射机构，其特征在于包括：舵机、舵机安装支架、开锁舌安装支架、开锁舌、机构安装支架、复位弹簧、复位弹簧紧固螺钉、锁死舌、模拟弹、弹射筒体内衬、弹射筒体、弹射弹簧顶块、弹射弹簧、弹力调节块、弹射弹簧紧固螺钉、弹力调节块垫片、弹射弹簧固定支架、开锁舌转轴、锥齿轮组、连接块、垫片、盘型舵和锁死舌转轴。本申请采用电控操作，无需使用炸药、高压气源，避免了危险性和气动设备的复杂性；同时可以外接释放信号，投放时间精准可控；本申请设计精巧、机构简单，将弹射机构与开锁机构整合在一起，开锁瞬时即弹射，降低了机构重量、提高了可靠性。
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公开(公告)号：CN117494302A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311325351.5
申请日：2023-10-13
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F30/28 , G01M9/06 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于飞机气动特性给出阻力伞使用侧风限制的方法，属于无人机技术领域，其特征在于，包括以下步骤：a、获取无人机各项参数；b、通过风洞试验或CFD仿真获取无人机地面状态下气动特性参数；c、获取阻力伞的阻力系数CDZLS和阻力伞的面积SZLS；d、计算确定无人机姿态；e、评估状态选取，选取地速Vd和方向舵对无人机的纠偏速度V1相同，给定一个侧风风速Vw，计算出侧风存在时无人机产生的侧滑角β；f、计算无人机重心与阻力伞舱出口距离L，计算阻力伞作用于无人机的阻力系数CD伞，计算方向舵偏度δr；g、侧风限制判断。本发明能够快速计算出阻力伞使用侧风限制分析结果，分析效率高，能够有效提高无人机飞行安全性。
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公开(公告)号：CN116522482A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310367544.0
申请日：2023-04-07
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风洞试验模型舵面角度片建模效率的方法，包括：S1、切割得到安定面连接部和舵面连接部；S2、使旋转偏角为最小偏角；S3、提取第一特征点，确定第一比例参数；提取角点；S4、使旋转偏角为最大偏角；提取第二特征点，确定第二比例参数；S5、通过数据拟合得到比例参数与舵面角度片偏角之间的关系式；S6、按照舵面角度片的偏角，提取第三特征点；创建中间连接部三维构型；S7、将中间连接部、安定面连接部、舵面连接部进行布尔加运算，得到舵面角度片，重复步骤S6‑S7，生成不同偏角的舵面角度片。本方法对不同的舵面角度片只需绕舵面转轴旋转相应角度即可生成，大大节省了设计时间，提高了设计工作效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113342053A
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202110721942.9
申请日：2021-06-28
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞机空速校准的方法，涉及飞机空速检测技术领域，包括以下步骤：步骤一：拟定去程航线为航点a至航点b，拟定返程航线为航点b至航点a；步骤二：确定去程航线的空速大小为Va1，返程航线的空速大小为Va2，且保证空速大小不变；步骤三：获取去程航线中空速和地速之间的夹角θ1、返程航线中空速和地速之间的夹角θ2；步骤四：求出空速的大小Va；步骤五：将求得的Va与空速传感器实际测得的Va1、Va2作比较，分别求出差量，差量值即为空速修正值，依据该空速修正值对空速传感器进行校准，本发明具有简单方便、快速准确、通用化强等优点，只需获取极少飞行参数，即可对空速进行校准，可操纵性强。
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公开(公告)号：CN111498083B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202010295333.7
申请日：2020-04-15
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明涉及公差控制方法的技术领域，公开了一种层流机翼飞行器气动外缘公差控制方法，具体包括：步骤S100：根据全机各部件、各区域的气动特性对气动外缘表面质量的敏感程度，对全机进行分区；步骤S200：整理覆盖所有飞行器涉及到的气动外缘公差项目范围，从中挑选出与气动外缘表面相关公差；步骤S300：根据不同气动分区范围，对与气动外缘表面相关公差提出差异化分级公差要求。本发明弥补现有气动外缘公差控制方法的不足，既保证了飞行器气动外缘表面质量要求，同时抑制了成本增加。
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公开(公告)号：CN112906142B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010735641.7
申请日：2020-07-28
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/06 , G06F113/10
Abstract: 本发明属于一种适用于极轻质量投放模型的设计及加工方法其特征在于整个方法的流程顺序为设计模块‑部件增材制造‑部件装配,其中设计模块包含质量特性计算模块和质量特性设计模块两个子程序，质量特性计算模块根据模型缩比比例和动力相似准则计算模型的重量、重心及转动惯量，并以计算出的重量、重心、转动惯量作为质量特性设计模块的目标参数，质量特性计算模块的核心思想是：将实心体模型中间挖空形成壳体，挖空部分连续，需保证壳体基本厚度要求，其形态不受限制。在挖空部分的内部放置填充部分的手段，采用自适应程序迭代解算挖空部分及填充部分的轮廓形状，从而进行模型重量、重心、转动惯量的配置，以满足设计目标的需求。
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公开(公告)号：CN111553018B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202010295531.3
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 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种无人机水平测量数据快速处理方法，涉及航空航天技术领域，包括分别将左机翼和右机翼沿翼展方向等分为多段，并采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，根据试验数据构建机翼气动特性估算模型，并通过机翼气动特性估算模型进行机翼的水平测量数据分析。本发明公开的一种无人机水平测量数据快速处理方法采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，结合试验数据以及测量数据，进行产生偏差后的机翼的气动特性估算分析，快速获取水平测量数据分析结果。
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公开(公告)号：CN112906142A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202010735641.7
申请日：2020-07-28
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/06 , G06F113/10
Abstract: 本发明属于一种适用于极轻质量投放模型的设计及加工方法其特征在于整个方法的流程顺序为设计模块‑部件增材制造‑部件装配,其中设计模块包含质量特性计算模块和质量特性设计模块两个子程序，质量特性计算模块根据模型缩比比例和动力相似准则计算模型的重量、重心及转动惯量，并以计算出的重量、重心、转动惯量作为质量特性设计模块的目标参数，质量特性计算模块的核心思想是：将实心体模型中间挖空形成壳体，挖空部分连续，需保证壳体基本厚度要求，其形态不受限制。在挖空部分的内部放置填充部分的手段，采用自适应程序迭代解算挖空部分及填充部分的轮廓形状，从而进行模型重量、重心、转动惯量的配置，以满足设计目标的需求。
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