标题：一种太阳能无人机及太阳能无人机操作方法

摘要：本发明公开了一种太阳能无人机及太阳能无人机操作方法。所述太阳能无人机包括第一无人机主体以及第二无人机主体以及带状载体，其一端用于与第一无人机主体固定连接，另一端用于与第二无人机主体固定连接，带状载体上设置有太阳能电池组；带状载体具有收起状态以及展开状态，在展开状态，太阳能电池组用于将光能转换成为所述太阳能无人机提供的电能；在收起状态，带状载体上的太阳能电池组停止工作。采用这种结构，相对于现有技术，本发明的太阳能无人机的太阳能电池组能够根据带状载体的尺寸而相应进行调整，且不占用太阳能无人机的机体上的位置，不会给太阳能无人机的机体带来不便。并且在不需要使用太阳能电池组时，能够将太阳能电池组收起。

申请号：CN201510346259.6

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种太阳能无人机，其特征在于，所述太阳能无人机包括第一无人机主体(1)以及第二无人机主体(2)，所述第一无人机主体(1)与所述第二无人机主体(2)同时起飞与降落，所述太阳能无人机进一步包括：带状载体(3)，所述带状载体(3)的一端用于与所述第一无人机主体(1)固定连接，所述带状载体(3)的另一端用于与所述第二无人机主体(2)固定连接，所述带状载体(3)上设置有太阳能电池组(4)；所述带状载体(3)具有收起状态以及展开状态，在所述展开状态，所述太阳能电池组(4)用于将光能转换成为所述太阳能无人机提供的电能；在所述收起状态，所述带状载体(3)上的太阳能电池组(4)停止工作。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机副油箱颤振模型

摘要：本发明涉及航空试验领域，具体涉及一种飞机副油箱颤振模型，至少可以解决目前的颤振模型存在俯仰和偏航模态耦合不易辨识、刚度调节不便的问题。本发明的飞机副油箱颤振模型中，将副油箱模型三个方向刚度进行解耦，便于在试验中进行侧平、偏航以及俯仰三个模态的辨识；并且，通过对应设置的三个可更换的弹簧片分别模拟副油箱侧平、俯仰和偏航三个模态频率；还可以通过更换弹簧片而调整副油箱模型某一模态的频率，便于在试验中针对副油箱模型进行频率调节，节省了试验经费和时间。

申请号：CN201510350395.2

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机副油箱颤振模型，其特征在于，包括：通用挂架梁(1)，沿垂直于所述通用挂架梁(1)轴线方向在其两端端部的顶面处分别具有突出的第一固定部(11)和第二固定部(12)，所述第一固定部(11)和第二固定部(12)的远离所述通用挂架梁(1)的一端分别铰接在机翼模型的底部，两个铰接点的旋转轴线均与所述通用挂架梁(1)的轴线平行，且所述两个铰接点的旋转轴线的延长线重合；侧平弹簧片(2)，呈板状，位于所述第一固定部(11)和第二固定部(12)之间，与所述第一固定部(11)和第二固定部(12)平行，所述侧平弹簧片(2)一端可拆卸地固定在所述通用挂架梁(1)上，另一端可拆卸地固定在所述机翼模型的底部；专用挂架梁(3)，与所述通用挂架梁(1)平行；旋转支臂(4)，包括第一连接部(41)和第二连接部(42)，所述第一连接部(41)铰接在所述专用挂架梁(3)顶部中间位置，所述第一连接部(41)铰接点的旋转轴线同时穿过所述专用挂架梁(3)的轴线和所述通用挂架梁(1)的轴线，且垂直于所述专用挂架梁(3)的轴线，所述第二连接部(42)铰接在所述通用挂架梁(1)底部，所述第二连接部(42)铰接点的旋转轴线垂直于所述通用挂架梁(1)的轴线和所述专用挂架梁(3)的轴线构成的平面；偏航弹簧片(5)，呈板状，一端可拆卸地固定在所述通用挂架梁(1)的具有所述第一固定部(11)的一端端部，所述偏航弹簧片(5)的另一端可拆卸地固定在连接片(6)上，所述偏航弹簧片(5)的轴线与所述通用挂架梁(1)的轴线平行，且所述偏航弹簧片(5)的轴线在所述专用挂架梁(3)上的投影与所述专用挂架梁(3)的轴线重合；俯仰弹簧片(7)，呈U形，包括相平行的第一弹片(71)和第二弹片(72)，所述第一弹片(71)的底部可拆卸地固定在所述连接片(6)上，所述第二弹片(72)可拆卸地固定在所述专用挂架梁(3)上，且所述第一弹片(71)与所述通用挂架梁(1)平行；副油箱模型(8)，通过第一支臂(81)和第二支臂(82)固定设置在所述专用挂架梁(3)底部，所述副油箱模型(8)的轴线在所述专用挂架梁(3)上的投影与所述专用挂架梁(3)的轴线重合，且所述副油箱模型(8)内部具有燃油腔，所述副油箱模型(8)的侧面具有与所述燃油腔连通的通孔，用于注油或排油。

专利类型：发明申请

标题：一种压力加油系统限流孔尺寸优化方法

摘要：本发明涉及压力加油系统限流孔优化设计，具体涉及一种压力加油系统限流孔尺寸优化方法，以解决目前的限流孔设计步骤繁琐、周期长的问题。本发明的优化方法包括：步骤一、计算以最短时间将预定油箱加满燃油所对应的预定加油管路中限流孔的第一直径；步骤二、计算在预定加油时间内刚好加满预定油箱时所对应的限流孔的第二直径；步骤三、限流孔的第一直径和第二直径进行取中值计算，最终得到系统限流孔尺寸，能够减少试验次数，缩短确定限流孔尺寸的周期。

申请号：CN201510346566.4

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种压力加油系统限流孔尺寸优化方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、在预定加油压力、预定加油流量、预定加油管路的直径、预定油箱的容量以及所述预定加油管路的最大流速的条件下，计算以最短时间将所述预定油箱加满燃油所对应的所述预定加油管路中限流孔的第一直径；步骤二、在所述预定油箱的容量、所述预定加油管路的直径以及预定加油时间的条件下，计算在所述预定加油时间内刚好加满所述预定油箱时所对应的所述限流孔的第二直径；步骤三、将所述限流孔的第一直径和第二直径进行取中值计算，并进行取整数计算。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机高升力系统载荷计算方法

摘要：本发明涉及航空系统设计领域，具体涉及一种飞机高升力系统载荷计算方法，以解决现有计算方法效率低，无法满足设计要求问题。高升力系统中的增升装置与悬挂机构多连接点连接，悬挂机构与高升力系统中的多个运动机构点接触，依据传力路线上各环节的受力与约束情况，可以把传力路线分解为有机联系的增升装置-悬挂机构、悬挂机构-运动机构子系统，再基于各子系统设计理念和力学特征，分步解决复杂系统的传力计算问题，计算速度快、计算结果准确可靠，可以完全避免有限元软件所需的复杂而又冗长的过程。

申请号：CN201510367111.0

申请日：2015/6/29

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机高升力系统载荷计算方法，所述高升力系统中的增升装置与悬挂机构多连接点连接，所述悬挂机构与所述高升力系统中的多个运动机构点接触，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、将所述高升力系统的传力路线分解为增升装置-悬挂机构、悬挂机构-运动机构；步骤二、为所述高升力系统施加预定载荷，使所述增升装置受力，并将该力通过所述多连接点传递至所述悬挂机构；步骤三、获取所述多连接点的刚度，根据所述预定载荷和所述多连接点的刚度得到各连接点的载荷，从而得到所述悬挂机构的总载荷；步骤四、根据所述悬挂机构与所述多个运动机构的力学平衡方程，得到所述悬挂机构与每一个所述运动机构的接触点载荷。

专利类型：发明申请

标题：一种机翼动力学建模方法

摘要：本发明涉及气动弹性领域，具体涉及一种机翼动力学建模方法，能够在飞机设计初期，机翼结构布置尚不明确的情况下，获得飞机的刚度和质量分布。发明的机翼动力学建模方法中，首先是建立机翼纯钣元的有限元模型，计算得到的气动升力，再以钣元厚度为变量，翼尖的变形、重心、模态频率、颤振速度等为约束条件，机翼重量为优化的目标，最终通过优化计算得到一组钣元厚度分布值，从而模拟飞机的刚度和质量分布；能在飞机设计初期，机翼结构布置尚不明确，仅有机翼气动外形和重量的情况下，快速获得机翼刚度和质量分布，从而进行机翼的动力学特性分析。

申请号：CN201510346465.7

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种机翼动力学建模方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、根据最初给定的机翼外形布局，建立用于流场分析的结构网格，计算得到其定常流场结果，其中所述定常流场结果包括机翼上、下表面的压力；步骤二、建立机翼的纯钣元的有限元模型，预先给定一个初始的厚度分布、材料属性；步骤三、根据步骤一计算机翼上下表面的压差，再根据所述机翼上下表面的压差计算得到分布在飞机的升力数值；步骤四、将所述升力数值通过积分加载到步骤二中所述有限元模型的单元节点上，得到机翼优化模型；步骤五、按照不同类型机翼的设计要求设置目标函数、设计变量、约束条件；步骤六、将目标函数、设计变量以及约束条件进行优化，最后得到一组符合所述约束条件的钣元厚度分布，可以模拟整个机翼的刚度分布；步骤七、比照整个机翼最初给定的目标重量，调整材料的密度属性，初步得到整个机翼的重量分布。

专利类型：发明申请