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公开(公告)号：CN104931228B
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201510361865.5
申请日：2015-06-26
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，包括机翼包罩、天平包罩和杆式天平；天平包罩是具有两端的柱形结构，天平包罩的一端与机翼包罩连接、且天平包罩与机翼包罩一体设置；天平包罩与机翼包罩内均为中空结构，且天平包罩与机翼包罩内的中空结构垂直导通；天平包罩的另一端设置有连接处用于与支杆连接。本发明首先解决了大展弦比飞机模型在风洞中测试的固定问题，同时因为该装置结构的独特性，能确保在风洞吹风试验中有效的完成对模型的试验；不会因为采用现有的测试方式而破坏测试环境，最终得不到测试结果。
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公开(公告)号：CN105059530A
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510555706.9
申请日：2015-09-02
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: B64C21/00
Abstract: 本发明公开了一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点；本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
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公开(公告)号：CN104931228A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510361865.5
申请日：2015-06-26
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，包括机翼包罩、天平包罩和杆式天平；天平包罩是具有两端的柱形结构，天平包罩的一端与机翼包罩连接、且天平包罩与机翼包罩一体设置；天平包罩与机翼包罩内均为中空结构，且天平包罩与机翼包罩内的中空结构垂直导通；天平包罩的另一端设置有连接处用于与支杆连接。本发明首先解决了大展弦比飞机模型在风洞中测试的固定问题，同时因为该装置结构的独特性，能确保在风洞吹风试验中有效的完成对模型的试验；不会因为采用现有的测试方式而破坏测试环境，最终得不到测试结果。
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公开(公告)号：CN102682172B
公开(公告)日：2014-01-22
申请号：CN201210148945.9
申请日：2012-05-15
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种基于参数分类的超临界机翼极多参数优化设计方法，根据设计参数的性质和超临界机翼的特点对设计参数进行了分类，并针对多极值设计参数和单极值设计参数分别采用全局寻优算法寻优和基于敏感导数的局部寻优算法寻优。本发明的积极效果是：由于多极值设计参数只占全部设计参数的20%左右，这样对200个左右的设计参数的超临界机翼优化设计，可以获得全局最优解，有效地提高了优化的效率和效果，使得超临界机翼的极多参数、高精度优化设计技术进入工程应用。
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公开(公告)号：CN102682172A
公开(公告)日：2012-09-19
申请号：CN201210148945.9
申请日：2012-05-15
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种基于参数分类的超临界机翼极多参数优化设计方法，根据设计参数的性质和超临界机翼的特点对设计参数进行了分类，并针对多极值设计参数和单极值设计参数分别采用全局寻优算法寻优和基于敏感导数的局部寻优算法寻优。本发明的积极效果是：由于多极值设计参数只占全部设计参数的20%左右，这样对200个左右的设计参数的超临界机翼优化设计，可以获得全局最优解，有效地提高了优化的效率和效果，使得超临界机翼的极多参数、高精度优化设计技术进入工程应用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105059531B
公开(公告)日：2017-02-01
申请号：CN201510557414.9
申请日：2015-09-02
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: B64C21/00
Abstract: 本发明公开了一种后掠角可控的曲线头部密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心位于对称面上，圆心高于流动捕获管曲线位于对称面上的端点，两点之间的距离为圆心偏离距离。本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
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公开(公告)号：CN104554739A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410774191.7
申请日：2014-12-16
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种可以增强和调整双发翼身融合无尾布局航向安定性的进气道唇口，目的在于解决当前翼身融合无尾布局航向安定性不佳，基本是中立稳定或者不稳定的问题。目前常用的设计垂直安定面提高航向安定性的方法会增大布局雷达散射面积，增大主翼后掠角的方法受到气动效率、结构强度约束无法解决翼身融合无尾布局航向安定性不足的问题。本发明以翼身融合无尾布局通常采用的对称布置双发发动机为基础，设计了一种新的沿展向斜切式进气道唇口，使得飞机受扰动产生侧滑时，两侧发动机的进气量会不同，而且进气差量随着侧滑角的增大而增大，从而使得两侧发动机的推力不同，产生一个回复力矩，将机头重新指向来流。
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公开(公告)号：CN103407580B
公开(公告)日：2015-04-08
申请号：CN201310360594.2
申请日：2013-08-19
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。
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公开(公告)号：CN103407580A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310360594.2
申请日：2013-08-19
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。
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公开(公告)号：CN105059530B
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：CN201510555706.9
申请日：2015-09-02
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: B64C21/00
Abstract: 本发明公开了一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点；本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
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