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公开(公告)号：CN108033036A
公开(公告)日：2018-05-15
申请号：CN201711230964.5
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种全动平尾颤振模型旋转间隙模拟装置，属于飞机平尾颤振试验领域。转轴一端与平尾颤振模型连接，另一端与试验底座连接，转轴绕平尾颤振模型转动；弹簧底座一端通过轴承套接在转轴上，另一端与操纵弹簧的自由端连接；第一卡块与第二卡块分别安装在转轴上，第一卡块与第二卡块两者形成可调节的安装间隙；弹簧底座靠近转轴的一端沿转轴的轴向设置有凸台，凸台安装在第一卡块与第二卡块的安装间隙内；平尾颤振模型旋转促使转轴带动第一卡块及第二卡块运动，当第一卡块和第二卡块碰撞到凸台后，带动弹簧底座克服操纵弹簧的弹力往复摆动。本发明可以变动全动平尾颤振模型旋转间隙的大小，能够验证不同旋转间隙大小对平尾颤振特性的影响。
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公开(公告)号：CN104913901B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201510350395.2
申请日：2015-06-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及航空试验领域，具体涉及一种飞机副油箱颤振模型，至少可以解决目前的颤振模型存在俯仰和偏航模态耦合不易辨识、刚度调节不便的问题。本发明的飞机副油箱颤振模型中，将副油箱模型三个方向刚度进行解耦，便于在试验中进行侧平、偏航以及俯仰三个模态的辨识；并且，通过对应设置的三个可更换的弹簧片分别模拟副油箱侧平、俯仰和偏航三个模态频率；还可以通过更换弹簧片而调整副油箱模型某一模态的频率，便于在试验中针对副油箱模型进行频率调节，节省了试验经费和时间。
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公开(公告)号：CN106650077A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611161876.X
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5018
Abstract: 本发明属于气动弹性技术领域，涉及一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法。步骤一，根据以下公式计算弹性飞机遭遇的尾涡强度步骤二，计算弹性飞机遭遇的反旋转尾涡系诱导速度；步骤三，求解弹性飞机遭遇的尾涡非定常气动力；步骤四，采用频域方法求解弹性飞机尾涡遭遇频域动响应；步骤五，根据步骤四中求解得到的弹性飞机尾涡遭遇频域动响应，采用傅里叶反变换求解弹性飞机尾涡遭遇时域动响应；步骤六，根据步骤五中得到的弹性飞机尾涡遭遇时域动响应，采用模态位移法计算穿越飞机结构上的载荷动响应。建立了一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法，为国内飞机设计中的尾涡遭遇分析提供手段。
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公开(公告)号：CN106055788A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610374228.6
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种地形与风场的联合建模方法，包括步骤一：对地形等高线图进行数据采集；步骤二：根据采集到的数据进行地形建模；步骤三：将风场条件输入到地形模型中，进行地形与风场的联合解算。本发明的地形与风场的联合建模方法可真实复现地形，并在此地形模拟的基础上完成风场的计算，本发明中仅需输入地形等高线数据和模拟区域内的平均风速即可实现地形与风场的同步模拟；无需经过先模拟地形、再对地形模型简化，最后再计算逢场的复杂步骤，对于简单/复杂地形和风场的模拟均可适用，具有构造简单、计算量小、精度高等优点。
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公开(公告)号：CN106650077B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN201611161876.X
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于气动弹性技术领域，涉及一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法。步骤一，根据以下公式计算弹性飞机遭遇的尾涡强度步骤二，计算弹性飞机遭遇的反旋转尾涡系诱导速度；步骤三，求解弹性飞机遭遇的尾涡非定常气动力；步骤四，采用频域方法求解弹性飞机尾涡遭遇频域动响应；步骤五，根据步骤四中求解得到的弹性飞机尾涡遭遇频域动响应，采用傅里叶反变换求解弹性飞机尾涡遭遇时域动响应；步骤六，根据步骤五中得到的弹性飞机尾涡遭遇时域动响应，采用模态位移法计算穿越飞机结构上的载荷动响应。建立了一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法，为国内飞机设计中的尾涡遭遇分析提供手段。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105929692B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610321700.X
申请日：2016-05-16
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种弹性飞翼布局飞机阵风减缓控制器参数优化方法，属于飞机气动弹性设计领域。所述方法包括首先选择作为阵风减缓控制器输入的若干个机体运动量，以及确定阵风减缓控制器的通道个数；之后构建由滤波器阻尼系数构成的滤波器表达式，并由所述滤波器表达式与所述机体运动量输入信号的控制增益参数建立所述阵风减缓控制器的传递函数矩阵；最终通过多目标优化问题，设置若干个优化目标，优化待求参数，所述待求参数包括所述滤波器阻尼系数及所述控制增益参数，通过该方法保留对飞机阵风响应贡献较大的模态振动信息进入控制回路，在确保阵风减缓效果的同时，有效降低发生不利气动伺服弹性耦合的概率。
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公开(公告)号：CN108009325A
公开(公告)日：2018-05-08
申请号：CN201711174107.8
申请日：2017-11-22
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种结构陷幅滤波器参数确定方法，包括：步骤一：选择设计点，建立气动伺服弹性分析模型；步骤二：对飞行控制系统增稳控制环节的反馈输入信号的耦合贡献度进行分析，确定各反馈输入信号通道所需增加结构陷幅滤波器的数目，以及反馈输入信号通道所增加的结构陷幅滤波器的频率参数；步骤三：建立结构陷幅滤波器参数优化模型；步骤四：改进遗传算法求解步骤三中所建立的结构陷幅滤波器参数优化模型参数进行优化；步骤五：计算得到步骤三中的优化问题的最优个体，选择最优个体对应的优化变量值作为结构陷幅滤波器器参数。本发明的结构陷幅滤波器参数确定方法能够确保结构陷幅滤波器引入对飞机的刚体飞行力学特性影响最小。
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公开(公告)号：CN106043734B
公开(公告)日：2018-04-13
申请号：CN201610374227.1
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种结构陷幅滤波器的设计方法，用于大飞行包线范围飞行、或多任务飞行飞机、或随飞行状态变化的结构陷幅滤波器，在保证飞机具有足够气动伺服弹性稳定裕度的要求下进行设计，包括将飞机包线进行划分、对其进行无结构陷幅滤波器的气动弹性分析、根据调整原则调整初步得出的频率点和阻尼系数、最终得出结构陷幅滤波器的传递函数。本发明的一种结构陷幅滤波器设计方法增加了结构陷幅滤波器设计的适应性，增加了气动伺服弹性稳定裕度，降低了对飞行控制律技术参数调整的要求，提升了飞机性能。
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公开(公告)号：CN109839253A
公开(公告)日：2019-06-04
申请号：CN201711230956.0
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明公开了一种翼面颤振模型框段结构，属于颤振试验装置设计技术领域。包括：金属梁、前缘、后缘、蒙皮盖板、普通肋、加强肋、自锁装置、自锁推杆及卡销；前缘、后缘及左右两侧的普通肋相互连接组成主框架，加强肋设置在主框架内，用于连接前缘及后缘；金属梁穿过普通肋、加强肋并与加强肋连接，将整个主框架安装在金属梁上；蒙皮盖板设置有带有卡销的蒙皮肋条，通过卡销限位在两侧的普通肋上；加强肋的一端设置有自锁装置，蒙皮盖板设置有自锁推杆；蒙皮盖板通过自锁推杆与自锁装置配合可拆卸安装在主框架上。本发明在试验过程中，可以有效的节约试验时间，降低试验成本，并且保证了框段外形的光滑整洁，提高了试验结果的精确度。
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公开(公告)号：CN106005368B
公开(公告)日：2018-04-13
申请号：CN201610323028.8
申请日：2016-05-16
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及一种可变后缘的柔性机翼颤振模型，属于气动弹性试验技术领域。所述颤振模型包括机翼梁、前缘维形框段、后缘框段、后缘控制连杆以及舵机，所述前缘维形框段固定在所述机翼梁上，并与后缘框段铰接，舵机设置在机翼梁上，从而可以通过所述舵机驱动所述后缘框段相对于所述前缘维形框段偏转，所述后缘控制连杆一端设置在所述前缘维形框段上，另一端设置在后缘框段上，用于控制所述后缘框段中多个框段的偏转方向。本发明采用铰链杆形式，通过连杆的运动可以实现机翼后缘的变形，改变机翼非定常气动力的分布，使机翼向外散逸能量，从而达到颤振抑制的目的。
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