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公开(公告)号：CN119611738A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411901923.4
申请日：2024-12-23
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种耐高温透波机翼结构及飞行器，包括机翼骨架、下蒙皮、翼尖结构、调整带板和上蒙皮，其中蒙皮可以单独作为蒙皮使用，也可与天线一体化成型后，分块安装于机翼骨架上。当机翼蒙皮单独作为蒙皮使用时，天线安装在机翼骨架的翼梁、边肋上。高速飞行平台翼尖结构可以与天线一体化成型为翼尖天线一体化结构，也可与天线各自独立制备形成翼尖天线分开结构。机翼骨架的接头、次翼梁、翼肋和斜边肋采用耐高温树脂基复材，主翼梁、主翼肋和后主翼梁采用耐高温钛合金材料。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中采用钛合金作为机翼承载结构材料，不具备透波性能，极大制约了高速飞行平台的预警探测能力的技术问题。
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公开(公告)号：CN117972881A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311844110.1
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本发明提供了一种非旋成体飞机前体型面生成方法，包括：计算各个中间截面上各点的曲率；根据各个中间截面上各点的曲率计算获取中间截面上各点的初始坐标；依次计算获取后端面的面积以及中间截面的初始面积；基于后端面的面积以及过渡函数，计算获取各个中间截面的更新后的面积，根据各个中间截面的初始面积和更新后的面积，计算获取各个中间截面的缩放因子；根据前缘顶点与后端面中心点在y方向的偏移量以及过渡函数，计算获取各个中间截面的中心点在y方向的偏移量；计算获取各个中间截面上各点更新后坐标；生成非旋成体飞机前体型面。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中复杂截面外形需要的优化变量多，计算工作量大，耗时过长的技术问题。
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公开(公告)号：CN117818889A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202410040420.6
申请日：2024-01-10
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明涉及航空航天领域，具体涉及一种可伺服调节喉道流量的飞机进气道传动机构，包括齿轮传动机构、四杆机构、轻量化板、电机和支柱；所述齿轮传动机构包括主动小齿轮和四个与所述主动小齿轮相互啮合的从动大齿轮；所述四杆机构包括四个丝杠、滑台、与所述滑台连接的滑块；所述滑块固定连接有连杆；所述丝杠穿过轻量化板通过从动轴系和所述从动大齿轮一一对应连接；所述丝杠固设在所述连杆的端部；所述电机穿过所述轻量化板带动所述主动小齿轮转动；所述支柱固定设置在所述轻量化板的下方。可以伺服改变飞机进气道的流量，结构稳固、操作简单、进气口流量控制精度高。
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公开(公告)号：CN112270037B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202011102041.3
申请日：2020-10-15
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种高马赫数下内埋弹舱流动控制方法，基于流场仿真获得载机不同飞行速度下扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩；构建扰流板高度d与俯仰力矩My和马赫数Ma的模型；载机根据飞行速度、俯仰力矩的大小控制扰流板高度，实现高马赫数下内埋弹舱流动控制。本发明能够精确获取临近空间载机平台在一定速度范围内内埋武器投放的最优扰流板高度，从而改善临近空间载机平台在实际飞行与作战过程中的内埋武器投放流场。
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公开(公告)号：CN119918443A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411827322.3
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种高马赫数边界层的转捩位置预测方法，包括：S1：针对高马赫数来流，采用计算流体力学方法计算层流基本流场；S2：基于步骤S1计算得到的高马赫数层流基本流场，使用线性稳定性分析方法对高马赫数边界层的转捩发展过程进行预测，得到不同来流马赫数下边界层转捩起始位置；S3：基于步骤S2得到的转捩起始位置，根据来流马赫数对γ‑Reθ转捩模型中转捩动量厚度雷诺数进行修正；基于修正后的转捩动量厚度雷诺数构建高马赫数修正后的γ‑Reθ转捩模型；S4：根据高马赫数修正后的γ‑Reθ转捩模型预测高马赫数条件下的边界层转捩位置。应用本发明的技术方案，能够解决原始γ‑Reθ转捩模型中的经验关系式为低速平板标定，无法适用于高马赫数边界层转捩预测的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119670628A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411827187.2
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F17/13 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种非定常流动和机构运动耦合仿真方法，该方法包括：采用融合嵌套网格的CFD方法进行非定常流动计算，通过积分固体壁面压力和摩擦力获得飞行器各个分离部件的气动力，以气动力、重力以及其它主动力作为系统分离的驱动；进行多体系统运动计算，求解系统多体动力学微分‑代数方程，获得各分离部件的转动时间特征；基于CFD流场信息，提取关键流动结构的空间尺度以及当地信息传播速度，获得主导气动性能关键流动结构的非定常流动时间特征；根据转动时间特征和非定常流动时间特征确定时间步长，进入下一步流场推进和机构运动推进。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术无法满足复杂机构分离方案高精度模拟的技术问题。
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公开(公告)号：CN117208256A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311085267.0
申请日：2023-08-28
Applicant: 西咸新区云峰航控智能有限公司 , 北京空天技术研究所
IPC: B64U30/16 , B64U10/25 , B64U30/12 , F42C11/00 , B64U101/15
Abstract: 本发明涉及一种联动机构及无人机，无人机包括机身组件、机翼组件和联动机构，联动机构包括机翼锁定组件和解保组件，机翼组件包括主机翼，主机翼可转动地设置于机身组件上，机翼锁定组件包括机翼锁定件，机翼锁定件可伸缩地设置于主机翼内，导电板安装于机身组件内，解保组件包括导电板，导电板安装于机身组件内，通过机翼锁定件的伸长，能够使机翼锁定件穿过机身组件，以锁定展开的主机翼，并使机翼锁定件与导电板连接，以导通火工品的激活电路。这样的设置，充分利用了机翼锁定组件，实现了解保组件和机翼锁定组件的联动，不必额外设置触发机构来实现火工品的激活电路的导通，精简了无人机的结构，降低了制造成本，便于无人机的安装和维修。
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公开(公告)号：CN120068688A
公开(公告)日：2025-05-30
申请号：CN202411952651.0
申请日：2024-12-27
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种主动发汗冷却瞬态热响应分析方法，包括：需冷却部位飞行环境气动热分析、冷却部位表面冷却介质分布特性分析、有冷却条件下的气动加热热流计算、有冷却条件下的恢复焓计算、以及发汗冷却过程瞬态热响应分析。本发明通过考虑气体引射对气动加热热流及恢复焓的影响，基于多孔材料非热平衡模型发展了主动发汗冷却瞬态热响应计算方法，发展了基于多孔材料非热平衡模型的发汗冷却瞬态热响应分析方法，以较小的计算代价提高主动发汗冷却结构的热响应计算精度，为发汗冷却的工程化应用提供支撑。
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公开(公告)号：CN119329778A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411651457.9
申请日：2024-11-19
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于高马赫数飞行器的总温总压测量方法，通过创新型面设计、结构设计、建立壁面压力与总压的对应关系；基于声速流动关系获取理论来流总焓和理论来流总温；通过在电弧风洞中，模拟高速来流环境，修正理论来流总焓和理论来流总温。本发明基于对高马赫数的流场机理认识，通过解决了飞行条件总压难以一体化测量的难题，形成高马赫数的总温实时测量方案，能够适用于高马赫数飞行器的总温总压测量。
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公开(公告)号：CN118419251A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202311837055.3
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器的轻量化翼面结构，该翼面结构包括翼面骨架(1)、翼面蒙皮(2)和多个翼面连接接头(3)；翼面骨架(1)为框架结构，翼面骨架(1)的两侧表面为折弯面，翼面骨架(1)内设置有横向和纵向交错的多条加强筋，交错的多条加强筋将翼面骨架分成多个小空间，小空间在翼面骨架(1)两侧表面上的投影形状包括长方形和三角形；翼面蒙皮(2)铺在翼面骨架(1)的两侧面上；多个翼面连接接头(3)设置在骨架底表面上。本发明在满足结构强度/刚度性能要求的前提上，降低了翼面结构质量，实现了翼面结构轻量化。
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