气动外形相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
81	变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法	CN201710472800.7	2017-06-21	CN107310748A	2017-11-03	刘珍; 柳军; 丁峰; 黄伟; 陈韶华; 罗仕超; 符翔; 闻讯; 张宝虎
本发明提供一种变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法，该方法通过将激波角沿展向的变化规律曲线以抛物线方式表示，避免了在同一激波角下进行设计，使得所得乘波体能够兼顾容积、容积率和升阻比的要求，拓宽了乘波体的设计自由度。
82	变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法	CN201811233191.0	2018-10-23	CN109279044B	2020-08-11	柳军; 刘珍; 丁峰; 陈韶华; 张文浩
一种变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法，先给定设计马赫数范围，并设计马赫数沿乘波体展向的变化规律曲线；给定上表面后缘线和激波出口型线，并将激波出口型线离散成若干离散点；给定来流参数及激波角β，求解激波出口型线上各离散点对应的吻切平面以及各吻切平面内的锥形基准流场；求解各吻切平面对应的前缘点、后缘点，进而得到各吻切平面内的流线，将所有前缘点光滑连接组成前缘线，将所有后缘点光滑连接组成下表面后缘线。各吻切平面内的流线放样生成下表面，前缘线和上表面后缘线放样生成上表面，上表面后缘线和下表面后缘线组成底面，得到变马赫数吻切流场乘波体气动外形。本发明所设计的乘波体外形更加适用于进行宽速域飞行。
83	用于飞机气动外表面理论外形偏差的测量方法	CN202311446336.6	2023-11-01	CN117490559A	2024-02-02	严天建; 赵华; 林兴胜; 王友正; 霍智彬; 李荣华
本发明属于飞机气动外表面技术领域，涉及用于飞机气动外表面理论外形偏差的测量方法。本发明装置结构简单且紧凑、使用方便以及测量不受人为主观判断和操作方法等因素影响，满足技术条件中的气动外形理论外形偏差要求，位移传感器的使用提高了测量精度，其精度可达0.01mm，一次可完成300mm范围内的测量，测量效率高，极大的提高检验技术人员的检测效率，并且数字化显示的应用降低了检验技术人员的劳动强度，提高了劳动生产率，进而降低了检测阶段的成本。本发明适用于各种气动外形理论偏差要求严格的产品，易于推广使用，在航空航天领域具有巨大的开发应用价值。
84	一种低阻力气动外形的设计装置、方法及应用	CN202310705154.X	2023-06-14	CN116822173A	2023-09-29	魏衍举; 杨亚晶; 刘圣华
本发明提供一种低阻力气动外形的设计装置、方法及应用，属于涉及气动设计技术领域，其方法包括以下步骤：搭建箱状骨架；将管道的一端贯穿箱状骨架并与箱状骨架固定连接；通过管道的另一端将箱状骨架架设于风洞中，管道的另一端处于背风位置；根据气流速度和雷诺数的要求，选择不同粘度和流动性强度的聚氨酯泡沫填缝剂，从管道的另一端注入聚氨酯泡沫填缝剂，并从管道的一端流出；在风洞的气流的作用下反向流动，涂覆在箱状骨架上形成覆盖层，并通过气流作用下自动流动填充表面低压区并逐渐凝固，形成流线型气动外形。本发明基于胶体自然流动的最优化气动外形的自动生成方法，克服了现有基于数值仿真设计技术的高难度高成本问题。
85	一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法	CN201811354722.1	2018-11-14	CN109543270B	2023-01-31	秦冲; 李运福; 邱良军; 万兵兵; 徐瑞红; 马永召
本申请提供了一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法，属于直升机飞行控制设计技术领域。所述动力舱翼型件设置在直升机背部动力舱排气口后部，用于至少部分地阻挡由动力舱排气口向尾翼方向流动的气流，该申请在直升机背部动力舱排气口后部增加动力舱翼型件，并对带动力舱翼型件的直升机进行涡流尾流气动干扰风洞试验，不断修改动力舱翼型件，最后进行试飞，以确定动力舱翼型件的实施效果。本发明提出的解决尾颤的动力舱翼型件及其研制程序，能够有效降低动力舱排出的气体对尾翼的影响，对单旋翼带尾桨构型直升机尾颤问题解决具有重要参考作用。
86	一种具有气动外形受损后防坠毁功能的飞行器	CN202110198867.2	2021-02-23	CN112550729A	2021-03-26	薛令德
本发明提供一种具有气动外形受损后防坠毁功能的飞行器，包括遥控器、机身和机翼，机身表面和机翼表面均设置有压力传感器，机身内安装有控制中心系统、动力控制系统和辅助控制系统，控制中心系统与遥控器无线连接，控制中心系统分别与压力传感器、动力控制系统和辅助控制系统连接；辅助控制系统包括侧舱门和设置在侧舱门后的辅助飞行装置，辅助飞行装置为滑翔伞；辅助控制系统用于接收工作信号控制侧舱门打开，滑翔伞伸出，滑翔伞、机身和机翼形成滑翔结构。本发明解决了目前当飞行器气动外形受损后，飞行器就会失去控制，遥控器再也无法控制飞行器，飞行器往往会坠落导致损坏，甚至报废的问题。
87	一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法	CN201811354722.1	2018-11-14	CN109543270A	2019-03-29	秦冲; 李运福; 邱良军; 万兵兵; 徐瑞红; 马永召
本申请提供了一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法，属于直升机飞行控制设计技术领域。所述动力舱翼型件设置在直升机背部动力舱排气口后部，用于至少部分地阻挡由动力舱排气口向尾翼方向流动的气流，该申请在直升机背部动力舱排气口后部增加动力舱翼型件，并对带动力舱翼型件的直升机进行涡流尾流气动干扰风洞试验，不断修改动力舱翼型件，最后进行试飞，以确定动力舱翼型件的实施效果。本发明提出的解决尾颤的动力舱翼型件及其研制程序，能够有效降低动力舱排出的气体对尾翼的影响，对单旋翼带尾桨构型直升机尾颤问题解决具有重要参考作用。
88	一种具有气动外形受损后防坠毁功能的飞行器	CN202110198867.2	2021-02-23	CN112550729B	2021-05-11	薛令德
本发明提供一种具有气动外形受损后防坠毁功能的飞行器，包括遥控器、机身和机翼，机身表面和机翼表面均设置有压力传感器，机身内安装有控制中心系统、动力控制系统和辅助控制系统，控制中心系统与遥控器无线连接，控制中心系统分别与压力传感器、动力控制系统和辅助控制系统连接；辅助控制系统包括侧舱门和设置在侧舱门后的辅助飞行装置，辅助飞行装置为滑翔伞；辅助控制系统用于接收工作信号控制侧舱门打开，滑翔伞伸出，滑翔伞、机身和机翼形成滑翔结构。本发明解决了目前当飞行器气动外形受损后，飞行器就会失去控制，遥控器再也无法控制飞行器，飞行器往往会坠落导致损坏，甚至报废的问题。
89	变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法	CN201811233191.0	2018-10-23	CN109279044A	2019-01-29	柳军; 刘珍; 丁峰; 陈韶华; 张文浩
一种变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法，先给定设计马赫数范围，并设计马赫数沿乘波体展向的变化规律曲线；给定上表面后缘线和激波出口型线，并将激波出口型线离散成若干离散点；给定来流参数及激波角β，求解激波出口型线上各离散点对应的吻切平面以及各吻切平面内的锥形基准流场；求解各吻切平面对应的前缘点、后缘点，进而得到各吻切平面内的流线，将所有前缘点光滑连接组成前缘线，将所有后缘点光滑连接组成下表面后缘线。各吻切平面内的流线放样生成下表面，前缘线和上表面后缘线放样生成上表面，上表面后缘线和下表面后缘线组成底面，得到变马赫数吻切流场乘波体气动外形。本发明所设计的乘波体外形更加适用于进行宽速域飞行。
90	变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法	CN201710472800.7	2017-06-21	CN107310748B	2018-02-23	刘珍; 柳军; 丁峰; 黄伟; 陈韶华; 罗仕超; 符翔; 闻讯; 张宝虎
本发明提供一种变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法，该方法通过将激波角沿展向的变化规律曲线以抛物线方式表示，避免了在同一激波角下进行设计，使得所得乘波体能够兼顾容积、容积率和升阻比的要求，拓宽了乘波体的设计自由度。
91	一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法	CN202011026832.2	2020-09-25	CN112287611B	2023-05-12	聂亮; 刘宇飞; 李宇; 聂春生; 周禹; 曹占伟; 袁野; 檀妹静; 杨光
本发明提供了一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括以下步骤：获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析；若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则重新开始优化。本发明采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，可以大幅优化局部气动热环境，在根本上解决局部气动加热严酷的问题，减轻材料/结构的防隔热压力。
92	一种再入飞行器气动外形的优化方法和优化装置	CN202211379091.5	2022-11-04	CN115525980A	2022-12-27	蔡国飙; 王舒婷; 孙俊杰; 张川宇; 李心瞳; 朱浩
本申请提供了一种再入飞行器气动外形的优化方法和优化装置，该优化方法包括：获取目标再入飞行器的多个气动外形参数以及变精度轴向力系数预示模型；将多个气动外形参数输入到变精度轴向力系数预示模型中，得到变精度轴向力系数预示模型输出的目标再入飞行器在变精度下的轴向力系数；基于目标再入飞行器在变精度下的轴向力系数，利用多岛遗传算法对变精度轴向力系数预示模型进行优化，得到优化后的变精度轴向力系数预示模型，以使优化后的变精度轴向力系数预示模型输出目标再入飞行器在优化精度下的最大轴向力系数。根据所述方法和装置，能够在保证精度的同时提高计算效率，让优化结果更为准确高效。
93	一种不改变气动外形的折叠机翼分离面设计方法	CN202110840511.4	2021-07-24	CN113722815A	2021-11-30	何玉鑫; 王昌银; 李广利; 田中伟; 常思源; 崔凯
本发明属于航空航天飞行器折叠机翼结构技术领域，公开了一种不改变气动外形的折叠机翼分离面设计方法，该方法包括：在机翼上下表面各自锯齿型交线的对称轴向段之间建立轴向分离面交线，该轴向分离面交线是基于折叠机翼分离面轴向分离定理和推论设计出的交线，可使外翼绕内翼向下转动时不发生干涉；还包括横向分离面和轴向分离面，所述的轴向子分离面为采用所述轴向分离面交线与锯齿型交线生成的可使得外翼绕转轴顺时针转动时内外翼不发生干涉的曲面；本发明方法设计的分离面无需机翼上下表面的外形，即不改变气动外形，且在折叠机翼展开状态内外翼之间没有间隙，可以避免机翼下方气流渗流到上方，造成升力损失。
94	一种探空火箭气动外形优化目标函数的确定方法	CN201510574018.7	2015-09-10	CN105160108B	2018-05-11	江振宇; 彭科; 张士峰; 胡凡; 向敏
为克服探空火箭气动外形设计优化过程现有目标函数确定方法在优化效率与优化结果性能上的不足，本发明提供一种探空火箭气动外形优化目标函数的确定方法。本发明以气动阻力沿弹道所致动量损失最小为出发点，提出了包含以下步骤的探空火箭气动外形优化目标函数确定方法：(1)给出火箭上升段初始弹道数据；(2)初始弹道数据预处理，确定弹道特征点；(3)计算各特征点加权系数；(4)以弹道特征点加权阻力系数最小作为探空火箭气动外形优化目标函数。本发明显著提高了探空火箭气动外形优化的效率、改善了优化结果的性能，适用于各类探空火箭、各个设计阶段的外形设计，且可推广应用于其它飞行器气动外形优化的目标函数确定问题。
95	能以连续且受控的方式变形的气动或液动的外形	CN200780011371.8	2007-03-01	CN101410293A	2009-04-15	乔治·梅耶; 法布里斯·洛朗; 锡德里克·莫普安; 埃尔韦·德贝; 吉尔达斯·洛斯蒂; 伯纳德·迪朗
本发明涉及气动或液动的外形(1)，其能够以连续且受控的方式变形，并最基本地包括安装在基础结构上的壳体。该外形的特征在于，该基础结构包括沿外形(1)的横截面的纵向轴延伸的芯部(2)，并且芯部(2)具有至少一个活动部分，该活动部分由复合材料制成，并且在所述复合材料的至少一个活动层内的可调整的温度变化的作用下具有连续且受控的变形，这在对应于该活动部分的外形(1)的壳体的区域内引起了相应的方向和幅度的变形。
96	一种不改变气动外形的折叠机翼分离面设计方法	CN202110840511.4	2021-07-24	CN113722815B	2023-09-19	何玉鑫; 王昌银; 李广利; 田中伟; 常思源; 崔凯
本发明属于航空航天飞行器折叠机翼结构技术领域，公开了一种不改变气动外形的折叠机翼分离面设计方法，该方法包括：在机翼上下表面各自锯齿型交线的对称轴向段之间建立轴向分离面交线，该轴向分离面交线是基于折叠机翼分离面轴向分离定理和推论设计出的交线，可使外翼绕内翼向下转动时不发生干涉；还包括横向分离面和轴向分离面，所述的轴向子分离面为采用所述轴向分离面交线与锯齿型交线生成的可使得外翼绕转轴顺时针转动时内外翼不发生干涉的曲面；本发明方法设计的分离面无需机翼上下表面的外形，即不改变气动外形，且在折叠机翼展开状态内外翼之间没有间隙，可以避免机翼下方气流渗流到上方，造成升力损失。
97	一种钝体外形过渡流区气动特性的快速预测方法	CN201911156795.4	2019-11-22	CN111159957B	2023-05-12	刘晓文; 石磊; 龚安龙; 杨云军; 周伟江
本发明属于飞行器气动性能测试技术领域，尤其涉及一种钝体外形过渡流区气动特性的快速预测方法，包括：首先采用给定高度下的DSMC结果确定系数A、B、C值；然后求解桥函数公式中过渡流区待计算高度工况的来流Kntr及其对应的连续流区气动力系数Ccont及自由分子流区气动力系数Cfm；最后采用给定的桥函数公式计算得到过渡流区气动力系数Ctr值。采用本发明方法大大降低了DSMC的模拟难度，在计算精度及计算效率方面都得到了极大改善，可为过渡流区飞行器气动特性的快速评估提供技术支撑。
98	一种面向气动外形优化的形状空间实验设计方法	CN202110952713.8	2021-08-19	CN113673032A	2021-11-19	武泽平; 王鹏宇; 王文杰; 张为华
本发明公开了一种面向气动外形优化的形状空间实验设计方法，包括如下步骤：步骤1，给定实验设计计算条件，包括每一实验设计矩阵采样点的数量、设计变量维度、几何约束条件以及外形参数化方法；步骤2，构建以样本点集为设计变量、以可行解数目及空间均匀性性评价指标为目标函数的多目标优化模型；步骤3，采用基于非支配排序遗传算法对多目标优化模型迭代求解，得到最优实验设计方案。本发明方法考虑了样本点集所生成的气动几何外形在形状空间中分布的均匀性以及几何约束的可行性，使得初始样本点集更加合理，获得的空间信息更加全面，初始代理模型质量更高，进而提升优化设计和分析的效率。本发明应用于飞行器设计气动优化技术领域。
99	一种钝体外形过渡流区气动特性的快速预测方法	CN201911156795.4	2019-11-22	CN111159957A	2020-05-15	刘晓文; 石磊; 龚安龙; 杨云军; 周伟江
本发明属于飞行器气动性能测试技术领域，尤其涉及一种钝体外形过渡流区气动特性的快速预测方法，包括：首先采用给定高度下的DSMC结果确定系数A、B、C值；然后求解桥函数公式中过渡流区待计算高度工况的来流Kntr及其对应的连续流区气动力系数Ccont及自由分子流区气动力系数Cfm；最后采用给定的桥函数公式计算得到过渡流区气动力系数Ctr值。采用本发明方法大大降低了DSMC的模拟难度，在计算精度及计算效率方面都得到了极大改善，可为过渡流区飞行器气动特性的快速评估提供技术支撑。
100	一种高超声速单轨火箭橇的产品橇气动外形结构	CN202211680049.7	2022-12-27	CN116007454A	2023-04-25	赵卫星; 李康; 吕水燕; 张晨辉; 韩广斌; 孙俊红; 王涛; 付良
本发明公开了一种高超声速单轨火箭橇的产品橇气动外形结构，从前向后依次为减阻杆、整流罩、舱段和过渡段；减阻杆可减缓来流速度，降低系统气动阻力；整流罩可降低气动阻力和增加下压力；舱段可实现系统型面连续、光滑，同时降低气动阻力和增加下压力；过渡段是将推力橇的推力传递至承载被试品的产品橇，同时可实现系统型面连续、光滑，进一步降低气动阻力。本发明大幅度降低了火箭橇系统的结构重量和气动阻力，能够最经济地实现高超声速地面试验。

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