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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：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：CN107391858B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201710627314.8
申请日：2017-07-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供了一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法，该方案针对不同来流速压试验数据外插方法对总温总压独立控制风洞试验设备能力的依赖问题，采用绝大多数风洞能够实现的单独变总压风洞试验方法，获取不同雷诺数与来流速压组合的风洞试验数据，大幅降低风洞试验的难度、准备周期和成本，消除模型静弹性变形影响修正对风洞的依赖性，为各类常规风洞开展相应修正试验提供技术支撑。针对数值模拟/模型变形测量联合方法中时间与计算成本高，无法实时分析静弹性变形影响的问题，采用代数方程求解的方法，可以实现雷诺数效应与静弹性变形影响效应的快速分离，从而能够实时分析静弹性变形对气动力特性的影响量。
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公开(公告)号：CN107391858A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710627314.8
申请日：2017-07-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法，该方案针对不同来流速压试验数据外插方法对总温总压独立控制风洞试验设备能力的依赖问题，采用绝大多数风洞能够实现的单独变总压风洞试验方法，获取不同雷诺数与来流速压组合的风洞试验数据，大幅降低风洞试验的难度、准备周期和成本，消除模型静弹性变形影响修正对风洞的依赖性，为各类常规风洞开展相应修正试验提供技术支撑。针对数值模拟/模型变形测量联合方法中时间与计算成本高，无法实时分析静弹性变形影响的问题，采用代数方程求解的方法，可以实现雷诺数效应与静弹性变形影响效应的快速分离，从而能够实时分析静弹性变形对气动力特性的影响量。
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