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[发明专利]一种连续变后缘弯度翼面-CN202210037086.X有效
发明人： 苑凯华;李彦苏;徐志伟;周丹杰;张坤;刘燚;刘凯;付志超 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2022-01-13 - 公布日： 2023-08-25 - 主分类号： B64C3/18 文献下载
摘要：本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面，属于飞行器结构技术领域，解决了现有技术中大面积使用整块的柔性蒙皮，造成承载能力差，不适于高速或者高动压的飞行状态的问题。该翼面包括：翼肋、N对旋转关节、桁条、SMA丝、加热模块和金属蒙皮；两个后缘翼肋上对称设置所述N对旋转关节，所述N对旋转关节将后缘翼面划分为N+1个部分，每个翼面部分上均设置金属蒙皮；各翼面部分对应的各对旋转关节之间安装所述桁条；所述桁条上均设置有SMA丝，所述SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端与加热模块固定相连，SMA丝中间部分与桁条连接，通过SMA丝带动桁条运动，桁条带动两侧的旋转关节转动，进而带动各翼面部分旋转。
一种连续后缘弯度

[发明专利]一种连续变后缘翼面的设计方法-CN202210037092.5有效
发明人： 苑凯华;李彦苏;徐志伟;周丹杰;张坤;刘燚;刘凯;付志超 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2022-01-13 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种连续变后缘弯度翼面设计方法，属于变体飞行器结构设计技术领域，解决了现有技术中为了实现翼面弯度变化而使用整块柔性蒙皮，承载能力差不适于高速或者高动压飞行状态的问题。该方法包括：获取后缘翼面的中弧线和弦线的弦长，在两个翼肋上设置N对旋转关节将翼面划分为N+1个部分，各翼面部分对应的翼肋中间安装有桁条；各对旋转关节带动该对旋转关节至后缘内的翼面部分旋转；确定中弧线的预测偏转轨迹，根据预测偏转轨迹确定各对旋转关节的偏转角度；根据各对旋转关节的偏转角度，确定各翼面部分对应的SMA丝参数，将各SMA丝一端固定在前缘主梁上，另一端穿过桁条后与前缘主梁另一端的加热模块相连；将各翼肋部分、桁条与金属蒙皮连接。
一种连续后缘设计方法

[发明专利]结构有限元模型质量分配方法-CN202211544600.5在审
发明人：刘凯;付志超;田海涛;苑凯华;程萌;刘燚 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2022-12-04 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供一种结构有限元模型质量分配方法，包括一、根据分配前的质量数据和分配后的质量数据获取分配后的质量二、将分配后的质量分成两组，正质量和负质量分别记录其位置信息；三、依据正负质量节点求解新的Caa和Aab，同样依据公式将质量分配到step4中正质量节点上，分配后的负质量记录为四、采用公式获取剔除质量点后新的质量阵；五、重复二～四，直到中的质量无负质量。本发明可显著提高质量分配效率和降低有限元模型复杂程度，提高有限元模型仿真分析精度，便于工程应用。
结构有限元模型质量分配方法

[发明专利]翼面剪切变后掠形式设计方法、变形翼、翼及飞行器-CN202211113789.2在审
发明人：刘凯;苑凯华;刘燚;付志超 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2022-09-14 - 公布日： 2023-01-03 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种翼面剪切变后掠形式设计方法、变形翼、翼及飞行器。其中，设计方法包括：在剪切变后掠过程中，设计翼面顺来流方向稍弦长和根弦长始终保持不变；设计任意第n次变后掠后，翼面上任意点的坐标通过下述方式确定：根据翼根前缘点坐标、第n次变后掠对应的变形翼面前缘旋转角度χn、第n次变后掠前翼面上任意点的坐标确定该翼面上任意点剪切变后掠χn角度后对应的新的坐标，其中，所述任意点包括翼稍前缘点。翼面采用此种剪切变后掠形式设计后，使得翼肋在旋转过程中保持流向不变，维持良好的气动外形，使得结构在变形过程中具有较好的稳定性。
剪切变后掠形式设计方法变形飞行器

[发明专利]一种静气动弹性试验模型和设计方法-CN201811127641.8有效
发明人： 苑凯华;田海涛;刘凯;何海波;操小龙 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2018-09-27 - 公布日： 2022-11-11 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供了一种静气动弹性试验模型和设计方法，通过采用将本体按照结构和材料变化之处分段，然后模型根据本体的分段，采用分段变截面的主梁来模拟本体的刚度，采用蒙皮来模拟本体的外形，从而在按照本体详细的结构的基础上，对本体进行模型的制作。应用本发明的技术方案，解决了现有模型制作不能对本体复杂结构进行模拟，和现有仿真的方案模型制作复杂的问题，实现了静气动弹性试验模型的要求。
一种气动弹性试验模型设计方法

[发明专利]一种改进的流固耦合插值方法-CN201710809949.X有效
发明人： 苑凯华;程萌 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2017-09-11 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供一种改进的流固耦合插值方法,通过计算流场和结构物面单元法线方向判断插值节点在几何外形中所处的位置，当二者同处于上翼面或同处于下翼面时进行插值，保证流场和结构上下翼面插值关系的统一性。该方法提高了翼尖、翼舵前后缘等几何薄外形区域的气动力插值准确性，经过工程适用，该方法对于复杂外形具有较强的鲁棒性、计算稳定性和操作简易性。
一种改进耦合方法

[发明专利]适用于静动气动弹性分析的建模方法-CN202210723185.3在审
发明人：田海涛;苑凯华;付志超;刘凯 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2022-06-24 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种适用于静动气动弹性分析的建模方法，包括：建立飞行器的三维有限元刚度模型；对飞行器进行几何建模以获取飞行器质量结构模型，输出各个飞行器质量结构模型段的质量质心数据；将多个飞行器质量结构模型段的质量质心数据与飞行器三维有限元刚度模型的承力单元节点相匹配，将飞行器质量结构模型与三维有限元刚度模型进行组合连接以获取飞行器气动弹性有限元模型；计算获取飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据，将飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据与实际飞行器的质量质心相比对。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中气动弹性有限元模型后续进行模型修正时刚度和质量相互耦合导致仿真模型精度低的技术问题。
适用于动气弹性分析建模方法

[发明专利]一种旋转变后掠弹翼-CN202111564636.5在审
发明人： 苑凯华;周丹杰;徐志伟;刘燚;刘凯;田海涛;付志超;程萌 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2021-12-20 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： F42B10/64 文献下载
摘要：本发明提供的一种旋转变后掠弹翼，包括形状记忆合金丝、弹翼、转轴、驱动模块、驱动加热系统，所述弹翼与处于弹身内部的驱动模块固定连接，所述转轴穿过驱动模块固定到弹身上，所述驱动模块带动弹翼绕转轴转动，在驱动模块和弹身内部某一固定位置之间连接形状记忆合金丝，所述驱动加热系统加热形状记忆合金丝，所述形状记忆合金丝长度变化、带动驱动模块转动。该旋转变后掠弹翼，采用形状记忆合金丝驱动弹翼变后掠角方式，实现多次重复变后掠角，且可以停留在任意后掠角度，整个驱动装置体积小、结构重量轻，有利于弹体减重。
一种旋转变后掠弹翼

[发明专利]一种剪切变后掠翼面及其设计方法-CN202111564620.4在审
发明人： 苑凯华;李彦苏;周丹杰;张坤;王超 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2021-12-20 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： B64C3/40 文献下载
摘要：本发明提供了一种剪切变后掠翼面及其设计方法，该翼面包括内翼和外翼，所述内翼与机身固定；所述外翼包括平行的至少三根梁和布设在多根梁之间的若干翼肋，所述翼肋与梁采用销轴连接，所述翼肋、梁绕销轴转动；所述外翼一端伸入内翼内部，每根梁装配到与内翼固定的一个转轴上，多个转轴按沿来流方向的直线布置；一根梁延伸到机身内部，连接到驱动机构上。本发明翼肋在变后掠过程中始终保持与来流方向平行，即翼型始终保持与来流方向平行，保持了翼型良好的气动特性，在飞行中保证了飞行器在不同后掠角状态下都具有较高的气动效率和低阻力特性。
一种剪切变后掠翼面及其设计方法

[发明专利]一种大深度经阴道粘膜的多频振动超声导入装置-CN202110887333.0在审
发明人： 苑凯华;潘树;熊科迪;王巍 -专利权人：广东光声医疗科技有限公司
申请日： 2021-08-05 - 公布日： 2021-10-01 - 主分类号： A61M37/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种经阴道的大深度、多频超声导入装置，包括时钟单元，低频驱动单元、中频驱动单元、高频驱动单元以及经阴道的超声探头。其中，超声探头由两个高频压电振子，两个中频压电振子，以及一个低频压电振子组成，这五个压电振子以一定间距排列成圆弧状，组成一个多阵源超声阵列，在圆弧中心线上，从圆弧出发，依次聚焦了高频超声焦点、中频超声焦点、低频超声焦点，本发明用不同频率的超声信号来达到由浅到深的聚焦目的，三个离散的聚焦形成具有大深度的聚焦范围，不同深度的聚焦可以实现对目标体不同深度的目标区域进行作用，从而促进药物导入效果，最终实现一种大深度、多频段超声导入装置。本发明的大深度、多频率超声导入方法有利于增强阴道粘膜的护理液吸收效果。
一种深度阴道粘膜振动超声导入装置

[发明专利]开裂式舵系统地面刚度试验方法-CN201910212444.4有效
发明人：程萌;闫林;苑凯华;何海波 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-20 - 公布日： 2021-08-10 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种开裂式舵系统地面刚度试验方法。其中，该方法包括：根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，舵面包括上舵面和下舵面；基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界；舵机根据试验工况发送舵偏指令控制上舵面和下舵面偏转；利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对上舵面和下舵面逐级加压进行正式试验；利用位移传感器分别对上舵面和下舵面进行位移测量；基于位移测量结果绘制刚度曲线。由此，可以排除机翼变形带来的干扰，能够大幅降低操纵面刚度试验测量误差，获得高精度的刚性试验数据。
开裂系统地面刚度试验方法

[发明专利]薄壁结构热气动弹性动响应分析方法-CN201910212466.0有效
发明人： 苑凯华;罗金玲;操小龙;田海涛 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-20 - 公布日： 2021-05-11 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提出一种薄壁结构热气动弹性动响应分析方法，根据薄壁结构和边界条件，将薄壁结构离散为七个自由度壳单元，将加肋离散为七个自由度梁单元，建立薄壁的有限元模型，得到结构有限元网格；将薄壁结构温度场施加到结构有限元网格上，对有限元模型进行线性颤振分析，得到每个减缩频率k对应的非定常气动力矩阵Qk，拟合出非定常气动力矩阵的时域表达式；对得到的非定常气动力矩阵的时域表达式进行迭代计算，进行薄壁的非线性瞬态响应分析，得到薄壁结构非线性热气动弹性动响应。本发明的方法可以解决复杂薄壁结构的非线性热气动弹性动响应的计算问题。
薄壁结构热气弹性响应分析方法

[发明专利]飞行器稳定性分析方法-CN201910212456.7有效
发明人： 苑凯华;张伟伟;刘凯;程萌;罗金玲;操小龙 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-20 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提出一种飞行器稳定性分析方法，依据飞行器的外形建立空间网格，并对飞行器的选定状态进行定常流场计算，得到气动力系数和系数矩阵；获得飞行器的模态频率和振型；计算流场物面的振型；根据飞行器的结构特征设计模态训练信号；得到飞行器的弹性振动表达公式；得到各模态的广义气动力模型；得到离散空间内的气动力状态方程；提取出不同减缩频率的广义气动力模型；得到气动/结构/控制耦合的闭环系统运行方程；将闭环系统运行方程转换为传递函数，并进行稳定性分析，从而对飞行器稳定性进行分析。本发明的方法将飞行器的弹性变形进入到对控制系统的影响中，提高了控制系统稳定性分析的准确性。
飞行器稳定性分析方法

[发明专利]基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法-CN201910216036.6有效
发明人：许云涛;何海波;程萌;苑凯华;刘凯 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-21 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用工程面元法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
基于工程面元法弹性气动数据精确获取方法

[发明专利]基于CFD方法的弹性气动数据精确获取方法-CN201910216032.8有效
发明人：许云涛;何海波;程萌;苑凯华;刘凯 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-03-21 - 公布日： 2020-12-08 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供一种基于CFD方法的弹性气动数据精确获取方法，方法包括：1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；2、针对风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当判定基于风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；3、进行第一次弹性修正：利用风洞试验测量得到风洞模型的气动力系数；采用CFD方法计算风洞模型变形前后的气动力系数变化量；将风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；4、进行第二次弹性修正：采用CFD方法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量，并与第一气动数据叠加即得。本发明建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
基于 cfd 方法弹性气动数据精确获取

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