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公开(公告)号：CN117346030A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311213551.1
申请日：2023-09-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及无人机控制技术领域，具体公开了一种无人机体感遥控器辅助机构及使用方法；其中，无人机体感遥控器辅助机构，包括俯卧平台、两组对称设置且与俯卧平台两侧铰接的上肢承力组件、以及两组与俯卧平台的侧面铰接且位于两组上肢承力组件之间的下肢承力组件、以及与上肢承力组件、下肢承力组件连接的控制模块；以及公开了其使用方法，本发明能够有效的辅助、纠正操作者动作，控制动作姿态准确，使得体感遥控具有更高的精度，并且降低无人机体感遥控的操控难度，降低对操作者控制水平的要求，便于操作者操作；同时能够控制无人机根据风况的有效的调整飞行姿态。
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公开(公告)号：CN116654254A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310710197.7
申请日：2023-06-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C33/02
Abstract: 本发明涉及扑翼飞行器技术领域，具体公开了一种可自适应乘风的扑翼机；其中扑翼机，包括机身、呈对称设置且安装在机身上的扑翼组件、以及尾翼；扑翼组件包括机翼翼面、伸缩骨架组件、主驱动装置；伸缩骨架组件包括扑杆一、多连杆机构、用于控制多连杆机构做伸展或收缩动作的调节组件。本发明通过两组主驱动装置分别控制对应的伸缩骨架组件和安装在伸缩骨架组件上的机翼翼面进行主动拍动动作，实现差动控制，提高舵面控制效率；根据风阻和机翼翼面乘风状态变化，通过调节组件控制多连杆组件实现机翼翼面面积的改变，降低来风对飞行的影响，减少高速飞行时的飞行阻力或增强低速飞行时滞空性，提高飞行效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116296236A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310456171.4
申请日：2023-04-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器翼尖涡流测量方法及测量装置，目的在于解决目前翼尖涡流特性分析主要采用数值模拟和风洞试验方法，数值模拟对前处理规模和计算资源的要求极高，通常无法做到全范围模拟，而风洞试验成本极高，而且试验结果为长机对僚机影响的间接量，无法分析长机的翼尖涡流特性，对于不同的飞行速度或不同的飞行器构型的通用性较低的问题。该测量装置包括测试耙单元、位移单元、连接支撑板，所述位移单元与连接支撑板相连，所述测试耙单元与位移单元相连。本发明通过全新的测试装置及测试方法，能够实现长机翼尖涡流的准确、快速测试，提高飞行器翼尖涡流测试效率和准确性，为翼尖涡流影响评估提供有力手段。
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公开(公告)号：CN118965826B
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411441228.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G01M9/06 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种大飞机风洞试验高马赫数极曲线误差修正方法，涉及大飞机风洞试验领域，包括：在已给定充足的风洞试验数据前提下，插值获得飞机不同升力系数CL下的阻力系数CD随M数变化的关系曲线，对阻力发散M数前后的曲线进行拟合，并求解随M数变化的阻力系数CD分布梯度值；对原始极曲线点逐一分析，采用上述梯度对M数偏差引起的阻力系数CD误差逐一修正，获得试验名义M数下极曲线特性的修正结果；本发明，修正的结果较为精准可靠，流程简单易行，便于编程实现，能够有效提高大飞机高M数下气动特性的评估能力。
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公开(公告)号：CN117993108A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410244383.0
申请日：2024-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种平滑涡核半径提取方法，目的在于解决传统涡核半径提取方法的精度容易受到采样密度和网格精度影响的问题。该方法包括如下步骤：S1、对于已经采样获得的旋涡周围采样点数据以及涡核中心数据，分别计算出旋涡周围采样点到涡核中心的距离r、旋涡周围采样点的切向速度Vθ；S2、拟合函数模型构建；S3、将拟合函数转化为非线性回归问题；S4、计算Jacobian矩阵Jr；S5、优化问题最优条件；S6、对优化问题进行数值求解。本申请通过已有的尾涡模型来拟合当前的切向速度分布，将低采样密度近似为高采样密度，以抵消由于采样不充分所导致的误差。
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公开(公告)号：CN116519254A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310809512.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及实验空气动力学技术领域，具体公开了一种模拟海上上升气流风场的风场系统及无人机飞行方法，风场系统包括风场生成系统、以及检测组件；所述风场生成系统包括底座、多个安装在所述底座上且绕X轴方向和Y轴方向转动的摆动转台；多个摆动转台包括一个转台一、以及多个呈等间距设置在所述转台一外侧的转台二，其中，每个所述转台二与所述转台一之间的距离相等。以及公开了基于该风场系统的无人机飞行方法；本发明的风场系统能够有效的模拟海上上升气流风场，使得无人机能够在本风场系统内完成无人机自适应乘风机理验证实现无人机御风极远程飞行，有效帮助实现研究军舰鸟乘风飞行的机理。
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