-
公开(公告)号：CN112109878A
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN202010853211.5
申请日：2020-08-23
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提出了一种适用于折叠变体机翼的折叠机构。本发明的特点在于折叠机构的驱动力矩较低以及折叠机构安装、维修的模块化。本发明提出的折叠机构包括：太阳轮轴(1)，齿环(2)，行星轮轴承(3)，行星轮(4)，铰链外壳(5)，齿轮盒密封盖(6)，行星架轴(7)，铰链轴承(8)，防油盖(9)，行星架(10)，太阳轮轴轴承(11)，防尘盖(12)，外套筒(13)。本发明采用行星齿轮系，通过齿轮啮合的高副传递力矩，并利用行星齿轮系的高减速比的特点降低机构实现折叠动作的驱动力矩。当机翼载荷较大时，可以通过多个折叠机构并联的方式降低每个折叠机构的负载。该折叠机构易于安装、结构紧凑、扭矩较大、适应性强，适用于各类舰载机、折叠变体飞机的机翼的折叠机构。
-
公开(公告)号：CN110704944A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910873773.3
申请日：2019-09-12
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种变弯度翼型外形的参数化的建模方法，第一步建立原始翼型的参数化模型，第二步是选定刚性段与变弯度段并确定站位，第三步是建立变弯度段的弯曲梁模型，第四步是确定弯曲梁的边界条件，第五步是建立参数表征的弯曲梁，第六步建立弯曲梁与初始外形的映射关系，第七步建立弯曲梁的刚度分布，对于动力学分析模型，还需要在第七步确定弯曲梁的质量分布。该方法用于：在设计变弯度机翼时，参数化表征变弯度翼型的外形，进一步用于机翼外形的优化、结构静力学与动力学的分析以及气动弹性的分析。其优点在于能够合理表征真实机翼的变弯度过程。
-
公开(公告)号：CN118395761A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410228258.0
申请日：2024-02-29
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种带间隙折叠舵的超声速飞行器的气动弹性建模方法，属于飞行器设计与气动弹性分析技术领域，将折叠舵整体结构按照折叠关系划分成两个子结构，通过自由界面模态综合法求解折叠舵的结构模型，大大减小动力系统的自由度，并将非线性引入线性结构，有效解决了折叠舵操纵面间隙带来的间隙非线性问题，克服含间隙非线性的折叠舵面超声速气动弹性分析中理论分析方法不完善、已有算法的计算效率难以满足时域响应计算需要的问题，适用于折叠舵时域超声速气动弹性响应分析研究的快速应用。
-
公开(公告)号：CN118092279A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410313102.2
申请日：2024-03-19
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种无人机阵风减缓测控系统的设计方法，属于无人机气动弹性控制技术领域，包括S1、构建无人机阵风减缓测控系统架构；S2、构建无人机阵风减缓测控系统硬件平台；S3、设计无人机阵风减缓测控系统机载部分处理程序；S4、设计无人机阵风减缓测控系统地面部分处理程序；S5、对无人机阵风减缓测控系统进行功能验证。本发明采用上述一种无人机阵风减缓测控系统的设计方法，支持将阵风减缓控制律参数作为遥控数据上传至机载气动弹性单元，实现控制律参数的在线修改和调整，大幅降低无人机阵风减缓试验成本，且系统架构具备通用性，能够支持多种无人机机型。
-
公开(公告)号：CN117494611A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311542986.0
申请日：2023-11-20
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于超声速速域飞行器的颤振分析技术领域，提出了一种基于有粘当地流活塞理论的超声速颤振分析方法。该方法通过CFD数值求解N‑S方程，获得大攻角、复杂外形干扰流场，进而根据涡量准则获取飞行器的有效气动外形；将飞行器表面进行离散化，得到适用于活塞理论的高保真三维气动网格；用薄板样条插值方法将CFD有效外形处的流场参数和结构模态振型插值到活塞网格上，计算广义气动力影响系数矩阵并组装状态空间形式的结构动力学方程；通过分析状态空间方程的特征根进行颤振分析。该分析方法能够分析任意复杂气动外形并考虑真实气体的粘性效应，兼顾计算精度和效率。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115817790A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211351607.5
申请日：2022-10-31
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种后缘具有展向‑弦向变形能力的机翼，属于变体飞行器结构设计领域。本发明的机翼由前缘、翼盒、变形后缘构成。变形后缘系统是变形机翼的核心部件，由变形后缘柔顺机构、舵机–连杆驱动系统和传感系统组成。其中后缘柔顺机构中填充有超弹性体，以形成柔性过渡区域，从而使机翼具有展向大变形能力。驱动系统包括舵机、舵机摇臂、连杆和长轴，以驱动后缘变形改变机翼弯度，从而使机翼具有弦向大变形能力。传感系统包括霍尔角度传感器及其基座、铷磁铁及其支撑座，从而实现舵机转角测量。本发明技术方案后缘变形全过程连续，蒙皮表面光滑无缝，具备三维扭转能力，并具有一定的承载能力。
-
公开(公告)号：CN112109878B
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202010853211.5
申请日：2020-08-23
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提出了一种适用于折叠变体机翼的折叠机构。本发明的特点在于折叠机构的驱动力矩较低以及折叠机构安装、维修的模块化。本发明提出的折叠机构包括：太阳轮轴(1)，齿环(2)，行星轮轴承(3)，行星轮(4)，铰链外壳(5)，齿轮盒密封盖(6)，行星架轴(7)，铰链轴承(8)，防油盖(9)，行星架(10)，太阳轮轴轴承(11)，防尘盖(12)，外套筒(13)。本发明采用行星齿轮系，通过齿轮啮合的高副传递力矩，并利用行星齿轮系的高减速比的特点降低机构实现折叠动作的驱动力矩。当机翼载荷较大时，可以通过多个折叠机构并联的方式降低每个折叠机构的负载。该折叠机构易于安装、结构紧凑、扭矩较大、适应性强，适用于各类舰载机、折叠变体飞机的机翼的折叠机构。
-
公开(公告)号：CN113602524A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110922819.3
申请日：2021-08-11
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64F5/60
Abstract: 一种用于后缘变弯度机翼柔性蒙皮性能测试的平台，包括：安装后缘变弯度机翼柔性蒙皮测试装置的平台支架(1)，待测的后缘变弯度机翼柔性蒙皮(2)，固定平台支架(1)的连接支座(3)，驱动后缘变弯度机翼柔性蒙皮变形的驱动单元(5)，固定后缘变弯度机翼柔性蒙皮的安装角片(6)，固定后缘变弯度机翼柔性蒙皮驱动单元(5)与后缘变弯度机翼柔性蒙皮安装角片(6)的安装面板(4)。本发明采用模块化设计，通过安装面板(4)将后缘变弯度机翼柔性蒙皮驱动单元(5)与待测的后缘变弯度机翼柔性蒙皮(2)连接起来组成一个后缘变弯度机翼柔性蒙皮测试模块，再通过平台支架(1)与外部进行连接，用于后缘变弯度机翼柔性蒙皮性能的相关测试。该测试平台结构简单，可靠性高，成本低廉，组装快速，适用于多种材料、多种尺寸以及多种驱动方式的后缘变弯度机翼柔性蒙皮的性能测试。
-
公开(公告)号：CN107491616B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710737781.6
申请日：2017-08-24
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提出了一种适用于格栅构型舵面的结构有限元参数化建模方法，其采用了“基于有限元模型的映射变换”方法以及“由二维网格参数化剖分向三维外形展开”的参数化途径。该方法包括：针对栅格构型舵面进行二维平面投影，提取特征参数，进行二维参数化剖分；建立二维与三维有限元网格的映射关系，设计了有限元网格点的编号规则，实现二维网格到三维外形展开；通过计算机高级语言程序，实现格栅构型舵面的结构有限元参数化建模流程。本发明在概念设计或初步设计阶段能极大提高结构建模效率，人力和时间成本较低，自编程序调参便捷，分析适用性强，得到的模型适用于结构振动，结构动力学等的分析计算，适用于格栅构型的舵面、机翼。
-
公开(公告)号：CN111661312A
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN202010432353.4
申请日：2020-05-20
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64C3/50
Abstract: 一种用于后缘变弯度机翼的柔性后缘模块，包括：连接柔性后缘模块与外部机翼的外部定位孔(11)，调节柔性后缘模块方向的外部定位槽(2)，固定柔性翼肋(6)的固定孔(3)，调节舵机(4)位置的舵机架安装槽(10)，固定柔性翼肋(6)下表面运动轨迹的滑槽(8)。本发明采用模块化设计，通过连接架(1)的内部孔槽将柔性翼肋(6)和舵机(4)连接起来组成一个柔性后缘模块，再通过连接架(1)的外部孔槽与机翼结构进行连接，用于后缘变弯度机翼的相关测试。该模块化设计方法结构简单，可靠性高，成本低廉，更换方便，适用于多种结构和变形方式的后缘变弯度机翼。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
33
records
(took 0.161 seconds)
