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公开(公告)号：CN119898474A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411863465.X
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，涉及一种倾转旋翼飞机。该倾转旋翼飞机包括机身(1)、机翼(2)、尾翼(3)、起落架及动力装置，所述动力装置包括前发系统(4)及后发系统(5)，前发系统(4)包括前发动机(9)及前发螺旋桨(10)，后发系统(5)包括后发动机(11)及后发螺旋桨(12)，前发系统(4)铰接在飞机头部，后发系统(5)铰接在飞机尾部；倾转旋翼飞机具有垂直起降状态和高速飞行状态，垂直起降状态时，前发螺旋桨(10)与后发螺旋桨(12)的旋转平面与机身水平面平行，高速飞行状态时，使前发螺旋桨(10)与后发螺旋桨(12)的旋转平面与机身水平面垂直。本申请减少了倾转旋翼飞机的旋翼对机翼的气动力干扰。
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公开(公告)号：CN119760877A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411832046.X
申请日：2024-12-12
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本申请属于飞机仿真技术领域，涉及一种考虑下洗作用的阵风载荷下的飞行仿真方法及装置。该方法包括：步骤S1、进行飞行器1g平飞配平，确定飞行器配平迎角及飞行器配平升降舵偏度；步骤S2、将由下洗迎角带来的气动力系数增量叠加到由飞行器本体的气动力系数之上，确定飞行器的气动力；步骤S3、对飞行器的气动力进行动响应求解，获取飞行速度，将飞行速度叠加垂直阵风场的风速后确定飞机的修正速度，根据修正速度确定气动迎角、飞行马赫数；步骤S4、根据飞行马赫数、俯仰角速度、气动迎角、给定的垂直阵风场的风速及升降舵偏度，重新确定飞行器的气动力并循环上述步骤直至仿真结束。本申请仿真流程简约、精度高，满足了工程实践需要。
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公开(公告)号：CN119472775A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411863464.5
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05D1/654 , G05D1/46 , B64D31/00 , G05D109/20
Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，涉及一种倾转旋翼飞机的着陆控制方法及系统。该方法包括：步骤S1、接收倾转旋翼飞机短距起降信号；步骤S2、控制位于机头处的前发动机偏转，带动前发螺旋桨向上偏转至使前发螺旋桨的拉力轴与机身水平面呈设定锐角，同时控制位于机尾处的后发动机偏转，带动后发螺旋桨向上偏转至使后发螺旋桨的拉力轴与机身水平面垂直。本申请通过调整发动机的位置，减少了倾转旋翼飞机着陆过程中旋翼对机翼的气动力干扰，增加了倾转旋翼飞机着陆过程中纵向操纵力矩，减少了着陆耗油，缩短了着陆时间。
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公开(公告)号：CN112591133B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202011555583.6
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。本发明的方法可准确计算机翼展弦比、机翼面积、翼载荷、推重比、飞行速度、飞行高度、电池重量、电池板面积与电机功率需求等无人机的总体参数，以任务载荷为设计目标，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。
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公开(公告)号：CN112591133A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011555583.6
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。本发明的方法可准确计算机翼展弦比、机翼面积、翼载荷、推重比、飞行速度、飞行高度、电池重量、电池板面积与电机功率需求等无人机的总体参数，以任务载荷为设计目标，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109319101A
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201710641376.4
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
CPC classification number: B64C27/08 , B64C27/52 , B64C2201/024 , B64C2201/042 , B64C2201/108 , B64C2201/127 , B64D27/24
Abstract: 本发明涉及无人驾驶飞行器设计，特别涉及一种太阳能无人机。一种太阳能无人机，包括机体和旋翼，所述机体呈矩形板状，所述旋翼均匀分布在所述机体的四个角，且所有所述旋翼均位于与所述机体上表面平行的平面内，所述机体的上表面铺设有用于为所述旋翼提供电能的太阳能电池板。本发明的太阳能无人机，结构紧凑，很容易实现较高的刚度，使得空气动力特性更稳定，飞行控制更可靠；另外，能够实现垂直升降、空中悬停功能；进一步，本发明的太阳能无人机具备飞翼式飞行器的优点，能够有效利用空气动力控制飞行速度和轨迹；并且，本发明的太阳能无人机太阳能利用效率较高。
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公开(公告)号：CN108082471A
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201711158962.X
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及飞机总体设计领域，特别涉及一种变体超音速飞机。包括：机身、两个机翼(1)以及起落架。本发明的变体超音速飞机，通过变前掠机构(2)可实现低音速飞行状态到超音速飞行状态的模态转换，在低音速飞行和起降状态时，采用前缘大展弦比机翼，降低诱导阻力，增加低音速航程；超音速飞行状态时，采用尖前缘小展弦比机翼，降低波阻，提高机动性。飞机能很好地兼顾高速和低速的使用要求，客舱、货舱、油箱以及起落架舱均设置在两个机翼(1)中，没有明显的机身，一定程度上减轻了飞机的重量。
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公开(公告)号：CN107472554A
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201710639989.4
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
CPC classification number: B64F5/60 , B60P3/11 , B64C2201/208
Abstract: 本发明设计飞行器气动力测试技术，特别涉及一种无人机车载气动力测试系统。无人机车载气动力测试系统包括：载车装置，用于承载预测试无人机，并带动预测试无人机沿预定方向作匀速直线运动；支撑装置，用于将预测试无人机固定设置在载车装置上，且支撑装置具有折叠状态和展开状态，在展开状态时用于调节预测试无人机的姿态，还用于测试预测试无人机的升力和阻力；数据采集装置，用于采集预测试无人机作匀速直线运动时的相对来流速度、预测试无人机的升力和阻力。本发明的无人机车载气动力测试系统，操作人员可以便利的安装被测试无人机，较精确地连续控制被测试无人机的迎角，提高试验测试效率。
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公开(公告)号：CN119756757A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411915439.7
申请日：2024-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机声爆风洞试验技术领域，具体涉及一种飞机声爆实验模型及其声爆风洞试验系统、方法，其中飞机声爆实验模型，包括前机身模型、带机翼的中机身模型、带尾翼的机身后体模型、不带尾翼的机身后体模型、支杆、堵块、水平测量平台；前机身模型后端与带机翼的中机身模型前端之间以可拆卸的方式连接；带尾翼的机身后体模型或不带尾翼的机身后体模型前端与带机翼的中机身模型后端之间以可拆卸的方式连接；支杆前端可拆卸的连接在带机翼的中机身模型背部，后端连接在支撑结构上；前机身模型后端背部具有安装孔，堵块或水平测量平台安装在安装孔中。
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公开(公告)号：CN119749847A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411863460.7
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，涉及一种高速倾转旋翼飞机。该飞机包括机身(1)、机翼(2)、尾翼(3)、起落架及动力装置，所述动力装置包括前发系统(4)及后发系统(5)，前发系统(4)包括前发动机(9)及前发螺旋桨(10)，后发系统(5)包括后发动机(11)及后发螺旋桨(12)，前发系统(4)铰接在飞机头部，后发系统(5)铰接在飞机尾部，机翼(2)采用后掠翼设计；高速倾转旋翼飞机具有垂直起降状态和高速飞行状态，垂直起降状态时，前发螺旋桨(10)与后发螺旋桨(12)的旋转平面与机身水平面平行，高速飞行状态时，使前发螺旋桨(10)与后发螺旋桨(12)的旋转平面与机身水平面垂直。本申请提高了飞行速度。
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