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公开(公告)号：CN112697380B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202011435262.2
申请日：2020-12-10
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞行参数测量技术领域，特别涉及一种标准空速管位置误差的标校结构。包括：缩比模型、安装支架以及标准空速管。缩比模型为真实飞机结构的缩比模型；安装支架的一端与缩比模型固定连接；标准空速管安装在安装支架的另一端，标准空速管上安装有迎角传感器以及侧滑角传感器，其中，迎角传感器的迎角风标以展向为轴转动，在测量迎角时，迎角传感器的风标面心与缩比模型对应的风标面心位置相同；侧滑角传感器的侧滑角风标以法向为轴转动，在测量侧滑角时，侧滑角传感器的风标面心与缩比模型对应的风标面心位置相同。本申请能够在比例不协调的空速管以及飞机模型组合的情况下，实现对迎角以及侧滑角风标进行标定。
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公开(公告)号：CN115238378A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210822547.4
申请日：2022-07-12
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种大迎角气动力设计方法。该方法包括步骤S1、基于CFD仿真对飞机的纵向气动力进行评估，匹配符合升力、俯仰力矩及低雷达散射截面要求气动力外形；步骤S2、开展飞机前体形状与剖面形状的多个方案设计和模型加工；步骤S3、进行风洞试验，根据大迎角飞机的横航向特性约束选择前体平面形状；步骤S4、在前体平面形状选定基础上，检查和优选前体剖面外形，选择满足大迎角飞机的横航向特性约束的前体剖面外形。本申请前期基于Euler方程的快速纵向设计和NS方程的校核分析，加快了设计的过程，在仿真基础上进行试验变参数的多方案设计，显著的减小了选型设计的工作量，加快了大迎角气动力设计方案收敛。
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公开(公告)号：CN114154434B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202111370766.5
申请日：2021-11-18
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空航天技术领域，特别涉及一种无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法。本申请的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，采用统一目标函数实现多种设计约束下设计目标优化，采用基于N‑S方程流场求解方法获得精确的气动性能，采用基于伴随理论的梯度求解方法快速高效获得多设计变量的梯度信息，有效实现了无尾布局多设计约束、精细化设计、高效优化设计的统一，满足工程上飞机方案详细设计要求，能够快速的获得优化设计结果。
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公开(公告)号：CN115238378B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202210822547.4
申请日：2022-07-12
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种大迎角气动力设计方法。该方法包括步骤S1、基于CFD仿真对飞机的纵向气动力进行评估，匹配符合升力、俯仰力矩及低雷达散射截面要求气动力外形；步骤S2、开展飞机前体形状与剖面形状的多个方案设计和模型加工；步骤S3、进行风洞试验，根据大迎角飞机的横航向特性约束选择前体平面形状；步骤S4、在前体平面形状选定基础上，检查和优选前体剖面外形，选择满足大迎角飞机的横航向特性约束的前体剖面外形。本申请前期基于Euler方程的快速纵向设计和NS方程的校核分析，加快了设计的过程，在仿真基础上进行试验变参数的多方案设计，显著的减小了选型设计的工作量，加快了大迎角气动力设计方案收敛。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116161236A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211604537.X
申请日：2022-12-13
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机机头空速管安装位置误差确定技术领域，具体涉及一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，包括：以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量；将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管安装位置误差。
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公开(公告)号：CN114987736A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210426679.5
申请日：2022-04-21
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机机翼布局及其操纵设计技术领域，具体涉及一种飞机机翼布局，包括：两个主翼，每个主翼的翼根对应连接在机身的一侧，其翼根后缘与机身对应侧之间具有缺口；两个尾翼，每个尾翼的翼根前缘对应铰接在机身的一侧，具有：向上折叠状态，每个尾翼相对于机身向上折叠；向下折叠状态，每个尾翼相对于机身向下折叠；放平状态，每个尾翼与机身水平，其前缘部位在对应的缺口中放平。此外，涉及一种飞机机翼操纵方法，该方法基于上述飞机机翼布局实施。
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公开(公告)号：CN113432822A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110590647.4
申请日：2021-05-28
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于航空技术领域，特别涉及一种飞机风洞支撑干扰修正方法。包括：步骤一、获取飞机模型，所述飞机模型包括第一飞机模型、第二飞机模型、第三飞机模型以及第四飞机模型；步骤二、在同一工况下，分别将所述第一飞机模型、所述第二飞机模型、所述第三飞机模型以及所述第四飞机模型通过同一风洞进行风洞试验，获取四种飞机模型的待修正参数X的试验数据，通过公式得到修正后的参数X。本申请的飞机风洞支撑干扰修正方法，通过设计多种类型的飞机模型进行风洞试验，获取试验数据，采用支撑干扰扣除方法，通过两种支撑及两种辅助支撑的结果进行代数加减平均对气动力数据进行修正，提高了气动力数据的准确性。
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公开(公告)号：CN116161236B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202211604537.X
申请日：2022-12-13
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机机头空速管安装位置误差确定技术领域，具体涉及一种飞机机头空速管安装位置误差确定方法，包括：以风洞试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的自身特性安装位置误差影响量；以仿真试验，确定飞机机头空速管在不同风速下的飞机扰流安装位置误差影响量；将不同风速下，飞机机头空速管的自身特性安装位置误差影响量、飞机扰流安装位置误差影响量进行叠加，得到飞机机头空速管安装位置误差。
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公开(公告)号：CN113335503B
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202110602184.9
申请日：2021-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: B64C5/10 , G05D1/49 , G05D109/20
Abstract: 本申请的一种巡航大过载机动的变构型无人机控制方法，包括如下步骤：实时获取航行过程中无人机的航行信息；判断航行时所需指标是否由小于阈值状态转换为大于阈值状态，若为否则航行状态不变，若是则改变航行状态；驱动尾翼控制模块，尾翼控制模块向尾翼控制装置发出控制指令，控制尾翼由上翘状态转换为水平状态。具有提高无人机巡航时隐身特性的技术效果。
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