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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：CN104554739B
公开(公告)日：2016-08-24
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：CN108645591A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810677312.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台。本发明设计一根V型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。
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公开(公告)号：CN105527069B
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201610000405.4
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN108645592A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810680069.1
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置，目的在于解决采用单叶片腹部支撑装置或尾部支撑装置连接双机身飞行器时，存在风洞试验流场畸变和洞壁干扰左右不对称，或会导致连接部段破坏变形严重，导致试验数据失真且难以修正的问题。本发明在风洞试验段连接头上设计左右两根支臂，每根支臂前端分别安装一根连接叶片，每根连接叶片顶部均安装一根测力天平，左右两根天平分别与双机身飞行器模型的左右机身内部连接，对双机身飞行器左右部段气动力分别进行测量，从而实现双机身飞行器在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。经测定，本发明的双天平双叶片支撑装置能准确、安全的获取双机身飞行器跨声速风洞试验数据。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105527069A
公开(公告)日：2016-04-27
申请号：CN201610000405.4
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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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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公开(公告)号：CN208254766U
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201821000893.X
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本实用新型公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台。本实用新型设计一根V型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN208254767U
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201821000894.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本实用新型公开了一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置，目的在于解决采用单叶片腹部支撑装置或尾部支撑装置连接双机身飞行器时，存在风洞试验流场畸变和洞壁干扰左右不对称，或会导致连接部段破坏变形严重，导致试验数据失真且难以修正的问题。本实用新型在风洞试验段连接头上设计左右两根支臂，每根支臂前端分别安装一根连接叶片，每根连接叶片顶部均安装一根测力天平，左右两根天平分别与双机身飞行器模型的左右机身内部连接，对双机身飞行器左右部段气动力分别进行测量，从而实现双机身飞行器在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。经测定，本实用新型的双天平双叶片支撑装置能准确、安全的获取双机身飞行器跨声速风洞试验数据。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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