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公开(公告)号：CN114295012B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202111564636.5
申请日：2021-12-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: F42B10/64
Abstract: 本发明提供的一种旋转变后掠弹翼，包括形状记忆合金丝、弹翼、转轴、驱动模块、驱动加热系统，所述弹翼与处于弹身内部的驱动模块固定连接，所述转轴穿过驱动模块固定到弹身上，所述驱动模块带动弹翼绕转轴转动，在驱动模块和弹身内部某一固定位置之间连接形状记忆合金丝，所述驱动加热系统加热形状记忆合金丝，所述形状记忆合金丝长度变化、带动驱动模块转动。该旋转变后掠弹翼，采用形状记忆合金丝驱动弹翼变后掠角方式，实现多次重复变后掠角，且可以停留在任意后掠角度，整个驱动装置体积小、结构重量轻，有利于弹体减重。
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公开(公告)号：CN114291250B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202111564620.4
申请日：2021-12-20
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种剪切变后掠翼面及其设计方法，该翼面包括内翼和外翼，所述内翼与机身固定；所述外翼包括平行的至少三根梁和布设在多根梁之间的若干翼肋，所述翼肋与梁采用销轴连接，所述翼肋、梁绕销轴转动；所述外翼一端伸入内翼内部，每根梁装配到与内翼固定的一个转轴上，多个转轴按沿来流方向的直线布置；一根梁延伸到机身内部，连接到驱动机构上。本发明翼肋在变后掠过程中始终保持与来流方向平行，即翼型始终保持与来流方向平行，保持了翼型良好的气动特性，在飞行中保证了飞行器在不同后掠角状态下都具有较高的气动效率和低阻力特性。
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公开(公告)号：CN114295012A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202111564636.5
申请日：2021-12-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: F42B10/64
Abstract: 本发明提供的一种旋转变后掠弹翼，包括形状记忆合金丝、弹翼、转轴、驱动模块、驱动加热系统，所述弹翼与处于弹身内部的驱动模块固定连接，所述转轴穿过驱动模块固定到弹身上，所述驱动模块带动弹翼绕转轴转动，在驱动模块和弹身内部某一固定位置之间连接形状记忆合金丝，所述驱动加热系统加热形状记忆合金丝，所述形状记忆合金丝长度变化、带动驱动模块转动。该旋转变后掠弹翼，采用形状记忆合金丝驱动弹翼变后掠角方式，实现多次重复变后掠角，且可以停留在任意后掠角度，整个驱动装置体积小、结构重量轻，有利于弹体减重。
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公开(公告)号：CN114291250A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202111564620.4
申请日：2021-12-20
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种剪切变后掠翼面及其设计方法，该翼面包括内翼和外翼，所述内翼与机身固定；所述外翼包括平行的至少三根梁和布设在多根梁之间的若干翼肋，所述翼肋与梁采用销轴连接，所述翼肋、梁绕销轴转动；所述外翼一端伸入内翼内部，每根梁装配到与内翼固定的一个转轴上，多个转轴按沿来流方向的直线布置；一根梁延伸到机身内部，连接到驱动机构上。本发明翼肋在变后掠过程中始终保持与来流方向平行，即翼型始终保持与来流方向平行，保持了翼型良好的气动特性，在飞行中保证了飞行器在不同后掠角状态下都具有较高的气动效率和低阻力特性。
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公开(公告)号：CN110162817A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201811127641.8
申请日：2018-09-27
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种静气动弹性试验模型和设计方法，通过采用将本体按照结构和材料变化之处分段，然后模型根据本体的分段，采用分段变截面的主梁来模拟本体的刚度，采用蒙皮来模拟本体的外形，从而在按照本体详细的结构的基础上，对本体进行模型的制作。应用本发明的技术方案，解决了现有模型制作不能对本体复杂结构进行模拟，和现有仿真的方案模型制作复杂的问题，实现了静气动弹性试验模型的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110155363A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910216032.8
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种基于CFD方法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用CFD方法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用CFD方法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
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公开(公告)号：CN118504114A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410591823.X
申请日：2024-05-14
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种考虑机翼面内运动的非定常气动力计算方法，所述方法包括：得到空间气动面网格；获取结构弹性模态；得到气动面的运动模态；建立每个网格中3/4弦长点处均满足的积分方程，得到空间曲面偶极子影响系数矩阵；计算空间气动面网格的当地法向量，得到法向模态向量；建立考虑法向运动修正的物面边界条件，确定网格无量纲法向下洗速度，得到网格无量纲法向下洗速度的列向量；获取空间气动面网格的非定常气动力系数；获取空间气动面网格的非定常气动力。本发明能够解决现有技术中非定常气动力计算方法不考虑机翼变形后的空间三维曲面效应，也忽略机翼运动速度对非定常气动力的影响，导致非定常气动力计算结果不准确的技术问题。
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公开(公告)号：CN114275142B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202210037086.X
申请日：2022-01-13
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面，属于飞行器结构技术领域，解决了现有技术中大面积使用整块的柔性蒙皮，造成承载能力差，不适于高速或者高动压的飞行状态的问题。该翼面包括：翼肋、N对旋转关节、桁条、SMA丝、加热模块和金属蒙皮；两个后缘翼肋上对称设置所述N对旋转关节，所述N对旋转关节将后缘翼面划分为N+1个部分，每个翼面部分上均设置金属蒙皮；各翼面部分对应的各对旋转关节之间安装所述桁条；所述桁条上均设置有SMA丝，所述SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端与加热模块固定相连，SMA丝中间部分与桁条连接，通过SMA丝带动桁条运动，桁条带动两侧的旋转关节转动，进而带动各翼面部分旋转。
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公开(公告)号：CN115828690A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211544600.5
申请日：2022-12-04
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种结构有限元模型质量分配方法，包括一、根据分配前的质量数据和分配后的质量数据获取分配后的质量二、将分配后的质量分成两组，正质量和负质量分别记录其位置信息；三、依据正负质量节点求解新的Caa和Aab，同样依据公式将质量分配到step4中正质量节点上，分配后的负质量记录为四、采用公式获取剔除质量点后新的质量阵；五、重复二～四，直到中的质量无负质量。本发明可显著提高质量分配效率和降低有限元模型复杂程度，提高有限元模型仿真分析精度，便于工程应用。
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公开(公告)号：CN114996855A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210723185.3
申请日：2022-06-24
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种适用于静动气动弹性分析的建模方法，包括：建立飞行器的三维有限元刚度模型；对飞行器进行几何建模以获取飞行器质量结构模型，输出各个飞行器质量结构模型段的质量质心数据；将多个飞行器质量结构模型段的质量质心数据与飞行器三维有限元刚度模型的承力单元节点相匹配，将飞行器质量结构模型与三维有限元刚度模型进行组合连接以获取飞行器气动弹性有限元模型；计算获取飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据，将飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据与实际飞行器的质量质心相比对。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中气动弹性有限元模型后续进行模型修正时刚度和质量相互耦合导致仿真模型精度低的技术问题。
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