一种中性速度稳定性补偿控制方法

标题：一种中性速度稳定性补偿控制方法

摘要：本发明公开了一种中性速度稳定性补偿控制方法，包含以下步骤：S1, 确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果；S2，确定迎角逻辑运算结果；S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置；S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果；S5，确定补偿需要的纵向位移指令；S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1、S2、S4中的结果均满足要求时，选取步骤S5的纵向位移指令Xe_ need_ cmd进行补偿，否则不进行补偿。本发明在平飞加速或减速过程中通过自动推杆或拉杆调整飞机法向过载为平飞法向过载，不仅很好地减轻飞行员负担，而且极大地提高了中性速度稳定的性能。

申请号：CN201610374468.6

申请日：2016/5/31

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：一种中性速度稳定性补偿控制方法，其特征在于，包含以下步骤：S1, 确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果SW_ Xe : 若

专利类型：发明申请

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一种迎角控制器的稳定性计算方法

标题：一种迎角控制器的稳定性计算方法

摘要：本发明公开了一种迎角控制器的稳定性计算方法，包含以下步骤：S1, 计算飞机某一飞行状态下偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备；S4，计算迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备；S5，计算控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S6，计算迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S7，取幅值裕度的最小值作为迎角控制器的幅值裕度；取相位裕度的最小值作为迎角控制器的相位裕度；S8，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。本发明将传统的定性评估迎角控制器稳定性方法转化为定量评价方法，得到飞控系统的幅值裕度及相位裕度的具体数值。

申请号：CN201610374538.8

申请日：2016/5/31

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：一种迎角控制器的稳定性计算方法，所述所述稳定性计算方法至少包括偏置迎角αL和最大迎角αmax两种状态，所述偏置迎角为在迎角限制器接通时刻的迎角值，其特征在于，所述迎角控制器的稳定性计算方法包含以下步骤：S1, 选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为αL，计算偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为αmax，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备，幅值裕度GM1必须大于等于6分贝，相位裕度PM1必须大于等于45度；S4，计算偏置迎角状态的迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备，幅值裕度GM2必须大于等于6分贝，相位裕度PM2必须大于等于45度；S5，计算最大迎角状态的控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备，幅值裕度GM3必须大于等于6分贝，相位裕度PM3必须大于等于45度；S6，计算最大迎角状态的迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备，幅值裕度GM4必须大于等于6分贝，相位裕度PM4必须大于等于45度；S7，对步骤S3、S4、S5、S6中的幅值裕度取最小值作为迎角控制器的幅值裕度，幅值裕度为 : GM＝min{GM1, GM2, GM3, GM4}；对步骤S3、S4、S5、S6中的相位裕度取最小值作为迎角控制器的相位裕度，幅值裕度为：PM＝min{PM1, PM2, PM3, PM4}；S8，全包线内改变飞机飞行高度及马赫数，连续实施步骤S1到步骤S7，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。

专利类型：发明申请

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一种无人运输机

标题：一种无人运输机

摘要：本发明公开了一种无人运输机。所述无人运输机包括机身(1)、第一发动机(2)、第二发动机(3)以及机翼(4)，所述机身(1)的中部至机头部分与所述机翼(4)融合；所述第一发动机(2)以及所述第二发动机(3)内埋至所述机翼(4)的翼根部；所述机身(1)的中部至机尾部分呈长条状；所述机身(1)的底部设置有投放舱门(11)，所述投放舱门(11)用于在所述飞机平飞过程中投放物品；机身中部的底部自所述投放舱门处向所述机身的尾部的顶部方向倾斜延伸，并与所述机身的尾部的顶部融合，该倾斜延伸部分上设置有倾斜投掷舱门(12)。本方案采用固定翼飞机设计，相较旋翼机/直升机等，具有飞行距离远，飞行速度快，载重能力强的特点。

申请号：CN201610313051.9

申请日：2016/5/12

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：一种无人运输机，其特征在于，所述无人运输机包括机身(1)、第一发动机(2)、第二发动机(3)以及机翼(4)，所述机身(1)的中部至机头部分与所述机翼(4)融合；所述第一发动机(2)以及所述第二发动机(3)内埋至所述机翼(4)的翼根部；所述机身(1)的中部至机尾部分呈长条状；所述机身(1)的底部设置有投放舱门(11)，所述投放舱门(11)用于在所述飞机平飞过程中投放物品；机身中部的底部自所述投放舱门处向所述机身的尾部的顶部方向倾斜延伸，并与所述机身的尾部的顶部融合，该倾斜延伸部分上设置有倾斜投掷舱门(12)。

专利类型：发明申请

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一种机翼弯曲刚度分布计算方法

标题：一种机翼弯曲刚度分布计算方法

摘要：本发明涉及一种机翼弯曲刚度分布计算方法，属于气动弹性领域。所述方法包括首先将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；之后根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；然后以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，再之后计算机翼根部弯曲刚度；最后根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。通过本发明提供的机翼弯曲刚度分布计算方法，适用于翼概念设计的后期和初步设计阶段，在设计条件不足的情况下，能够快速获得机翼的刚度分布。

申请号：CN201610321774.3

申请日：2016/5/16

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：一种机翼弯曲刚度分布计算方法，其特征在于，包括：S1、将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；S2、根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；S3、以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，所述机翼根部为机翼与机身的连接点；S4、计算机翼根部弯曲刚度；S5、根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。

专利类型：发明申请

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一种方案阶段机翼参数估计方法

标题：一种方案阶段机翼参数估计方法

摘要：本发明涉及一种方案阶段机翼参数估计方法，属于机翼气动弹性设计领域。所述方法包括确定机翼质量；计算所述机翼的根部弯曲刚度与根部扭转刚度；确定所述机翼的弹性轴的轴线位置；确定机翼弹性轴的弯曲刚度分布以及所述机翼弹性轴的扭转刚度分布；建立机翼动力学模型；根据所述机翼动力学模型建立优化模型，获取最优弹性轴刚度分布，所述优化模型以所述机翼的机翼梁等效体积最小为目标函数，以步骤S3中的机翼根部刚度分布以及步骤S5中的弹性轴刚度分布的曲线形状参数为变量进行优化。通过该方法，快速获得机翼刚度和质量分布，建立机翼的动力模型。

申请号：CN201610321595.X

申请日：2016/5/16

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：一种方案阶段机翼参数估计方法，所述方案阶段机翼参数包括机翼质量分布以及机翼结构刚度分布，所述机翼质量分布包括机翼本体质量分布以及设置在机翼本体上的各组件的质量分布，其特征在于，包括：S1、确定机翼本体质量及所述机翼本体的重心位置，确定安装在所述机翼本体上的操纵系统的质量及所述操纵系统的重心位置，确定推动系统的质量及所述推动系统的重心位置，所述推动系统的质量为发动机质量的1.6倍，确定燃油质量及所述燃油的重心位置；S2、对所述机翼本体及燃油，其在机翼展向上的质量分布设置为与弦长成正比，其在机翼弦向上的质量分布设置为与翼型高度成正比，对所述操纵系统，其质量分布设置为在机翼的前后梁处，根据其布置形式沿展向均匀分布，对所述推动系统，仍按集中质量处理；S3、根据机翼总质量计算所述机翼的根部弯曲刚度与根部扭转刚度，所述机翼总质量包括机翼本体质量以及设置在机翼本体上的各组件的质量；S4、确定所述机翼的弹性轴的轴线位置；S5、根据所述机翼的根部弯曲刚度与根部扭转刚度确定机翼弹性轴的弯曲刚度分布以及所述机翼弹性轴的扭转刚度分布；S6、建立机翼动力学模型；S7、根据所述机翼动力学模型建立优化模型，获取最优弹性轴刚度分布，所述优化模型以所述机翼的机翼梁等效体积最小为目标函数，以步骤S3中的机翼根部刚度分布以及步骤S5中的弹性轴刚度分布的曲线形状参数为变量进行优化。

专利类型：发明申请

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一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法

标题：一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法

摘要：本发明涉及一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，包括步骤一：建立全机有限元模型并进行全机求解；步骤二：按照各缘条刚度比例进行载荷分配得到各缘条载荷，并对试验件结构形式进行简化；步骤三：建立局部细节模型并进行计算求解；步骤四：得到考核区及过渡段的疲劳裕度；步骤五：根据得出的疲劳裕度，对过渡段结构进行等刚度加强；步骤六：确定过渡段长度L1及L2；步骤七：按照预定的循环顺序及循环次数加载进行疲劳试验。本发明的一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法基于飞机悬挂接头结构连接复杂、传载路线多、试验不易设计的特点，给出接头及各个螺栓的载荷、载荷分配规律，确定最终的试验件结构形式和加载方案。

申请号：CN201610317812.8

申请日：2016/5/13

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：一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，其特征在于，包括步骤一：根据飞机悬挂接头结构特征，建立全机有限元模型，并进行全机求解，得到各个载荷工况下的主悬挂接头双向载荷Fjx、Fjz，其中j＝1，2，3，……，n为载荷工况；x为X方向作动筒拉伸方向，z为Z方向作动筒拉伸方向；步骤二：根据接头的结构连接形式，按照各缘条刚度比例进行载荷分配，得到各缘条载荷Fi，对试验件结构形式进行简化，其中i＝1，2，3，, ……，n；步骤三：建立局部细节模型，将螺栓简化为弹簧元，进行计算求解，分别得到各个载荷工况下每个螺栓的载荷FjN，其中N为螺栓个数；步骤四：结合螺栓的传递载荷，得到考核区及过渡段的疲劳裕度；步骤五：根据过渡段连接区域的疲劳裕度，对过渡段结构进行等刚度加强；步骤六：降低边界条件对试验考核区载荷传递的影响，确定过渡段长度L1及L2；步骤七：根据加载点上的双向协同载荷Fjx、Fjz，按照预定的循环顺序及循环次数加载进行疲劳试验。

专利类型：发明申请

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一种雷达激光靶校准前调平方法

标题：一种雷达激光靶校准前调平方法

摘要：本发明公开了一种雷达激光靶校准前调平方法。所述雷达激光靶校准前调平方法包括如下步骤：步骤1：将全站仪设置在一级平台上调平；步骤2：将雷达激光发射器设置在全站仪上并调平；步骤3：将激光接收机分划板设置在一级平台上并调平；步骤4：将单棱镜设置在预设位置；步骤5：将全站仪驾于能够调节高度的三角架上，并调平全站仪；步骤6：调节雷达激光发射器以及全站仪；步骤7：调节全站仪以及雷达激光发射器；步骤8：调节雷达激光发射器与激光接收机分划板。本发明的雷达激光靶校准前调平方法采用组合测量方法，保证了校准前调平的精度的同时，实现了大尺寸空间几何参量校准高效性，降低了校准成本。

申请号：CN201610600653.2

申请日：2016/7/27

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：一种雷达激光靶校准前调平方法，其特征在于，所述雷达激光靶校准前调平方法包括如下步骤：步骤1：将全站仪(1)设置在一级平台(2)上调平；步骤2：将雷达激光发射器(3)设置在全站仪(1)上并调平；步骤3：将激光接收机分划板(5)设置在一级平台(2)上并调平，并将激光接收机分划板(5)与一级平台(2)垂直方向的夹角设置为7°18′；步骤4：将单棱镜(6)设置在预设位置；步骤5：将所述步骤2中的全站仪(1)驾于能够调节高度的三角架(7)上，并调平全站仪(1)；步骤6：调节雷达激光发射器(3)以及全站仪(1)，从而满足雷达激光发射器(3)所发激光与全站仪(1)的光轴在同一个垂直面上；步骤7：调节全站仪(1)以及雷达激光发射器(3)，从而使两者在俯仰方向平行；步骤8：调节雷达激光发射器(3)与激光接收机分划板(5)，从而使雷达激光发射器(3)与激光接收机分划板(5)中心相互垂直。

专利类型：发明申请

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一种风洞模拟试验装置

标题：一种风洞模拟试验装置

摘要：本发明涉及风洞模拟试验用装置设计，特别涉及一种风洞模拟试验装置，以至少解决风洞模拟试验装置结构复杂、制作成本高的问题。试验装置用于对试验件进行吹风试验，包括：旋转底座；驱动装置，设置在旋转底座上；旋转臂，包括相对的第一端和第二端，第一端端部与驱动装置固定连接，且第二端在驱动装置驱动力作用下绕第一端端部与驱动装置的连接点转动；安装座，固定设置在旋转臂的第二端，安装座内部具有安装腔以及与安装腔连通的两个相对设置的开口，试验件固定在安装腔内部，且安装座的开口是沿旋转臂第二端转动的圆周的切线方向开设。本发明的安装座能够传动产生线速度以模拟飞机飞行速度，从而对试验件进行吹风试验，结构简单、制作成本低。

申请号：CN201610329105.0

申请日：2016/5/18

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：一种风洞模拟试验装置，用于对试验件进行吹风试验，其特征在于，包括：旋转底座(1)；驱动装置，设置在所述旋转底座(1)上；旋转臂(2)，包括相对的第一端和第二端，第一端端部与所述驱动装置固定连接，且第二端在所述驱动装置驱动力作用下绕第一端端部与所述驱动装置的连接点转动；安装座(3)，固定设置在所述旋转臂(2)的第二端，所述安装座(3)内部具有安装腔以及与所述安装腔连通的两个相对设置的开口，所述试验件固定在所述安装腔内部，且所述安装座的开口是沿所述旋转臂(2)第二端转动的圆周的切线方向开设。

专利类型：发明申请

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一种攻角传感器安装零位的校验装置

标题：一种攻角传感器安装零位的校验装置

摘要：本发明公开了一种攻角传感器安装零位的校验装置，涉及飞机检测技术领域。所述攻角传感器安装零位的校验装置包含底座、水平板及定位销；所述底座包含底板、支架，所述底板与所述攻角传感器的安装座固定连接，所述底板上设置有两个与所述攻角传感器的安装孔同轴的定位销孔，所述定位销一端置于所述定位销孔内，另一端置于所述攻角传感器的安装孔内；所述支架的一端与所述底板的侧面垂直固定连接；所述水平板与所述支架的另一端连接，且所述水平板具有一个检测面，所述检测面的法线与所述两个定位销孔中心的连线平行。本发明的有益效果在于：通过本装置可以利用象限仪直接测量出攻角传感器的安装零位偏差，有利于做出攻角传感器的安装调整。

申请号：CN201610317223.X

申请日：2016/5/13

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：一种攻角传感器安装零位的校验装置，其特征在于：包含底座(1)、水平板(2)及定位销(5)；所述底座(1)包含底板(11)、支架(12)，所述底板(11)与所述攻角传感器的安装座固定连接，所述底板(11)上设置有两个与所述攻角传感器的安装孔同轴的定位销孔，所述定位销(5)一端置于所述定位销孔内，另一端置于所述攻角传感器的安装孔内；所述支架(12)的一端与所述底板(11)的侧面垂直固定连接；所述水平板(2)与所述支架(12)的另一端连接，且所述水平板(2)具有一个检测面，所述检测面的法线与所述两个定位销孔中心的连线平行。

专利类型：发明申请

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一种无人机起降滑跑距离测量装置及具有其的无人机

标题：一种无人机起降滑跑距离测量装置及具有其的无人机

摘要：本发明公开了一种无人机起降滑跑距离测量装置及具有其的无人机。所述无人机起降滑跑距离测量装置包括连接架、容置轮、摇臂、距离测量传感器以及轮载开关；其中，轮载开关与无人机的飞控系统连接，轮载开关设置在连接架上，轮载开关具有第一状态以及第二状态；连接架的一端与无人机主体连接，连接架的另一端与所述容置轮通过摇臂铰接；摇臂能够相对连接架转动，从而使摇臂具有断开位置以及接通位置；容置轮中空且能够相对摇臂转动；距离测量传感器与飞控系统连接；距离测量传感器设置在容置轮中。本发明中的无人机起降滑跑距离测量装置结构轻巧、操作简单，可集成于小型无人机主起落架处，在无人机起飞和着陆过程中，自动完成起降滑跑距离的测量。

申请号：CN201610312000.4

申请日：2016/5/12

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：一种无人机起降滑跑距离测量装置，其特征在于，所述无人机起降滑跑距离测量装置包括连接架(1)、容置轮(2)、摇臂(3)、距离测量传感器(4)以及轮载开关(5)；其中，所述轮载开关(5)与无人机的飞控系统连接，所述轮载开关(5)设置在所述连接架(1)上，所述轮载开关(5)具有第一状态以及第二状态，在所述第一状态，所述飞控系统收到第一信号；在所述第二状态，所述飞控系统收到第二信号；所述连接架(1)的一端与无人机主体连接，所述连接架(1)的另一端与所述容置轮(2)通过摇臂(3)铰接；所述摇臂(3)能够相对所述连接架(1)转动，从而使摇臂(3)具有断开位置以及接通位置；在所述断开位置，所述摇臂(3)能够使所述轮载开关(5)处于第一状态；在所述接通位置，所述摇臂(3)能够使所述轮载开关(5)处于第二状态；所述容置轮(2)中空且能够相对所述摇臂(3)转动，所述容置轮(2)受到负载时将所述负载所给予的力矩传递给所述摇臂(3)，从而使所述摇臂(3)自所述接通位置转换至所述断开位置；所述距离测量传感器(4)与所述飞控系统连接；所述距离测量传感器(4)设置在所述容置轮(2)中，所述距离测量传感器(4)的至少部分结构与所述容置轮(2)随动；所述距离测量传感器能够在所述容置轮(2)转动时测量所述容置轮(2)的运动行程，并将所述运动行程通过信号的方式传递给所述飞控系统。

专利类型：发明申请

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