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[发明专利]测量风洞实验中飞行器实际攻角值的方法-CN201510975741.6在审
发明人：王复春;侯逸青;刘书伟;宋法振;赵睿;杨辉 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-12-22 - 公布日： 2016-05-11 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种测量风洞实验中飞行器实际攻角值的方法，包括：采集安装在攻角机构上平台的攻角值为0°时和不为0°时所对应的零点电压值和其他攻角电压值；每个非0°攻角值所对应的攻角电压值减去零点电压值，得到多个校正攻角电压值；以校正攻角电压值和攻角值，建立基准曲线；待测飞行器的攻角值调节为0°，根据待测飞行器的预置角和基准曲线，得到待测飞行器的实际攻角值与攻角电压值的曲线；根据测量的攻角电压值和实际攻角值与攻角电压值的曲线，得到待测飞行器的实际攻角值。
测量风洞实验飞行器实际攻角值方法

[发明专利]一种翼型气动力系数计算方法及系统-CN202010798686.9在审
发明人：刘庆宽;高超;贾娅娅;吕孟浩;赵怀宇;陈安杰 -专利权人：石家庄铁道大学
申请日： 2020-08-11 - 公布日： 2020-11-06 - 主分类号： G06F17/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种翼型气动力系数计算方法及系统，方法包括：根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，获取翼型设定数量的风攻角、与风攻角对应的升力系数和与风攻角对应的阻力系数；将风攻角和与风攻角对应的升力系数进行多项式拟合，获得风攻角和升力系数的关系式；将风攻角和与风攻角对应的阻力系数进行多项式拟合，获得风攻角和阻力系数的关系式；根据风攻角和升力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的升力系数，根据风攻角和阻力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的阻力系数本发明能够根据公式计算不同风攻角时对应的气动力系数，加快了气动力系数的获取时间。
一种气动力系数计算方法系统

[发明专利]一种小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法-CN202211532840.3有效
发明人：王少毅;杨波;曹经錡;蒋万秋;温福生 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2022-12-02 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明属于风洞试验设备技术领域，公开了一种小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法。本发明的小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法包括以下步骤：计算试验模型的极限攻角；判断是否需要设计加工变攻角模块；计算变攻角模块的攻角和长度；设计变攻角模块；加工变攻角模块；安装变攻角模块；开展地面试验，校核试验模型攻角；开展风洞试验。本发明的小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法能够快速地设计变攻角模块，将试验模型攻角短时间内调整到试验所需的攻角角度，在满足试验模型在小口径闭口风洞中不堵塞流场情况下，迅速简便地增大的试验模型的攻角范围
一种小口径闭口风洞试验段变攻角模块设计方法

[发明专利]气动性能的确定方法、装置、计算机设备和存储介质-CN202211446394.4有效
发明人：朱漫福;张裕兵;徐前;马丽然;雒建斌 -专利权人：清华大学
申请日： 2022-11-18 - 公布日： 2023-08-25 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：所述方法包括：在目标翼型的目标攻角为中等攻角的情况下，根据目标攻角和预设的小攻角升阻力系数确定规则，确定目标攻角对应的小攻角升阻力系数；根据目标攻角、最大阻力系数和预设的切法向力系数确定规则，确定目标攻角对应的切向力系数和法向力系数；根据切向力系数、法向力系数和预设的大攻角升阻力系数确定规则，确定目标攻角对应的大攻角升阻力系数；根据小攻角升阻力系数、大攻角升阻力系数和预设的中等攻角升阻力系数确定规则，确定目标翼型在目标攻角下的升阻力系数
气动性能确定方法装置计算机设备存储介质

[实用新型]复合式攻角侧滑角传感器-CN201920501457.9有效
发明人：汪磊;苏瑞;贾博;刘珂;黄开放;毛小玲;孙瑜 -专利权人：西安远方航空技术发展有限公司
申请日： 2019-04-15 - 公布日： 2020-01-24 - 主分类号： G01P13/02 文献下载
摘要：本实用新型公开了复合式攻角侧滑角传感器，涉及飞行技术领域。可以实现总压、静压、攻角以及侧滑角四个参数的集成测量。该传感器包括：总静压测量组件、攻角侧滑角测量组件和电源转换组件；总静压测量组件设置在攻角侧滑角测量组件的前端；攻角侧滑角测量组件由攻角测量模块和侧滑角测量模块组成，攻角测量模块将检测到的转动角度转换为与攻角成线性关系的攻角电压信号，侧滑角测量模块将检测到的转动角度转换为与侧滑角成线性关系的侧滑角电压信号；电源转换组件设置在所述攻角侧滑角测量组件与所述压力接咀之间，电源转模块与攻角侧滑角测量组件电联接。
侧滑角攻角测量组件电源转换组件静压测量组件测量模块电压信号攻角测量角度转换线性关系转动侧滑角传感器本实用新型飞行技术集成测量传感器电联接复合式检测静压总压电源

[发明专利]一种可调叶片攻角式垂直轴风力机-CN201210283518.1有效
发明人：李东林 -专利权人：李东林
申请日： 2012-08-10 - 公布日： 2014-02-12 - 主分类号： F03D7/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种可调叶片攻角式垂直轴风力机，包括输出轴、与输出轴固定连接带动输出轴转动的支撑架、通过转轴转动安装在支撑架上并推动支撑架带动输出轴转动的叶片、调整叶片攻角的调攻角装置、以及带动调攻角装置转动对风的对风装置；调攻角装置包括安装在对风装置上的扁圆形调攻角凹槽、以及调攻角曲柄；调攻角曲柄的一端与叶片的转轴连接，另一端滑动设置在调攻角凹槽内；调攻角曲柄的一端在调攻角凹槽内滑动时，另一端带动转轴转动调整叶片的攻角通过调攻角凹槽的导向，使得调攻角曲柄带动叶片转动，从而实现适时调整叶片攻角，使得叶片的前缘在运转中一直保持在上风位置，有效提高风能的利用效率。
一种可调叶片攻角式垂直风力机

[发明专利]一种风标式攻角传感器的攻角修正计算方法-CN201410691905.8在审
发明人：祝庆;黄斌;吕俊杰;顾张亮;秦波 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-11-27 - 公布日： 2015-02-25 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种风标式攻角传感器的攻角修正计算方法，尤其涉及一种在飞机大气数据系统传感器领域风标式攻角传感器的修正解算方法。将一对风标式攻角传感器感受到的局部攻角信号发送至攻角解算设备，同时该解算设备使用来自飞机总静压传感器的总静压信号解算出马赫数M；根据理论分析与计算及风洞试验得到的传感器安装位置处的局部攻角与飞行真攻角α_T的特有的对应关系，按本方法得出飞机的真攻角。本发明为获得飞行时的真攻角必须通过理论计算、风洞试验或试飞获得的局部攻角与真攻角的相互关系，由机载设备按本方法将飞行时的局部攻角实时解算为真攻角的方法。
一种风标式攻角传感器修正计算方法

[发明专利]基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法-CN201911200682.X有效
发明人：李静;王哲;晋玉强;雷军委;李恒;王瑞奇 -专利权人：中国人民解放军海军工程大学
申请日： 2019-11-29 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明是关于一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域，该方法包括以下步骤：根据当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；根据攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；根据攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用攻角跟踪控制信号控制飞行器的稳定。该方法可以通过控制飞行器的姿态角速率以及攻角来增加飞行器的稳定性。
基于姿态速率测量飞行器稳定控制方法

[发明专利]一种水下滑翔机拖曳试验变攻角装置及方法-CN202210400805.X在审
发明人：施瑶;潘光;宋东;黄桥高;杜晓旭;姜军;赵海瑞 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-04-17 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明一种水下滑翔机拖曳试验变攻角装置及方法，属于水动力学实验领域；包括变攻角模块、拖车连接杆连接模块和天平连接模块；所述变攻角模块包括攻角控制部分和固定部分，所述攻角控制部分通过拖车连接杆连接模块与拖车连接杆连接，固定部分通过天平连接模块与天平安装板连接；所述攻角控制部分与固定部分一体连接，攻角控制部分的上端面与固定部分下端面之间的夹角α为攻角，通过夹角α变换实现攻角的准确变换。本发明的结构稳定性好、安装便捷、成本低，可为水下滑翔机模型的拖曳实验提供稳定、便捷、实用的攻角变换功能，可变换攻角角度范围为‑10°至10°。
一种水下滑翔机拖曳试验变攻角装置方法

[发明专利]一种扑翼飞行器用滚转驱动装置-CN202211344781.7在审
发明人：孟瑞;宣建林;翟晨光;张旺旺;朱志超 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-10-31 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： B64C33/02 文献下载
摘要：包括机身、飞行控制系统和尾舵，它还包括一对攻角可变扑动翼和滚转驱动装置；一对攻角可变扑动翼包括翼身，扑动机构连接梁和攻角调节机构连接梁；滚转驱动装置包括双翼扑动机构和双翼攻角调节机构；双翼扑动机构用于驱动左侧攻角可变扑动翼的扑动机构连接梁和右侧攻角可变扑动翼的扑动机构连接梁做对称同步扑动运动，使一对攻角可变扑动翼做同频同幅扑动运动；双翼攻角调节机构包括扑翼攻角调节结构，扑翼攻角控制舵机，舵机摇臂和攻角控制舵杆，左侧攻角可变扑动翼和右侧攻角可变扑动翼通过滚转驱动装置对称设置在机身的左侧和右侧
一种飞行器用驱动装置

[发明专利]一种用于风洞攻角机构的角度控制装置-CN201511019981.5在审
发明人：侯逸青;王复春;刘书伟;李世强;赵睿;杨辉 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-12-29 - 公布日： 2016-03-30 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于风洞攻角机构的角度控制装置，解决了没有一种角度控制装置能够消除攻角机构的机械磨损以及机械传动所带来的误差。角度控制装置包括：拉绳传感器，其设置在风洞上柱室内部，拉绳传感器的拉绳端头固定在攻角机构的滑块上，滑块与攻角机构的弯刀固定连接；测控系统，其与拉绳传感器电连接，其中，攻角机构的驱动机构驱动滑块滑动，当滑块滑动时使拉绳传感器的拉绳伸展或收缩，拉绳传感器向测控系统输出电压数据，测控系统根据接收到的电压数据并拟合攻角电压公式，获取攻角值，攻角机构的控制装置根据攻角值对攻角机构的攻角进行控制。
一种用于风洞机构角度控制装置

[发明专利]飞行器的飞行控制计算机-CN201810296679.1有效
发明人： J·高芬;L·波姆帕特;D·洛佩斯费尔南德斯 -专利权人：空中客车运营简化股份公司
申请日： 2018-04-03 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G05B9/03 文献下载
摘要：飞行器(1)的飞行控制计算机(10)能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述模式中，所述飞行控制计算机被配置成根据由攻角探测器(12a，12b，12c)组(12)提供的攻角值来计算升降舵(22)的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。所述飞行控制计算机被配置成当仅一个攻角探测器可操作时：‑通过第一估计器(14a)来计算所述飞行器的第一估计攻角值，并且通过与所述第一估计器不同的第二估计器(14b)来计算所述飞行器的第二估计攻角值；以及‑只要由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。
飞行器飞行控制计算机

[发明专利]一种飞行器不失速浮动升力翼面及其实现方法-CN202011241453.5在审
发明人：陈召涛;夏杨;章辉 -专利权人：中国人民解放军总参谋部第六十研究所
申请日： 2020-11-09 - 公布日： 2021-01-29 - 主分类号： B64C3/38 文献下载
摘要：该不失速浮动升力翼面包括浮动升力翼面、连接转轴、攻角调节舵面，其中浮动升力翼面为攻角独立浮动的升力翼面，用于产生飞行器所需的气动升力，且气动攻角与机身俯仰姿态角相互独立；连接转轴用于连接浮动升力翼面与机身，浮动升力翼面和机身的俯仰角相互独立，浮动升力翼面能够绕连接转轴相对于机身俯仰自由转动；攻角调节舵面用于调节浮动升力翼面的飞行攻角，实现浮动升力翼面稳定在设定攻角，保证飞行过程中翼面不失速。飞行器飞行时，浮动机翼的攻角只与飞行速度方向有关，通过调节攻角调节舵面实现飞行器升力大小的调节，并且浮动机翼攻角自适应平衡在攻角调节舵面所设定的攻角上。
一种飞行器失速浮动升力及其实现方法

[实用新型]一种飞行器不失速浮动升力翼面-CN202022569824.4有效
发明人：陈召涛;夏杨;章辉 -专利权人：中国人民解放军总参谋部第六十研究所
申请日： 2020-11-09 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： B64C3/38 文献下载
摘要：该不失速浮动升力翼面包括浮动升力翼面、连接转轴、攻角调节舵面，其中浮动升力翼面为攻角独立浮动的升力翼面，用于产生飞行器所需的气动升力，且气动攻角与机身俯仰姿态角相互独立；连接转轴用于连接浮动升力翼面与机身，浮动升力翼面和机身的俯仰角相互独立，浮动升力翼面能够绕连接转轴相对于机身俯仰自由转动；攻角调节舵面用于调节浮动升力翼面的飞行攻角，实现浮动升力翼面稳定在设定攻角，保证飞行过程中翼面不失速。飞行器飞行时，浮动机翼的攻角只与飞行速度方向有关，通过调节攻角调节舵面实现飞行器升力大小的调节，并且浮动机翼攻角自适应平衡在攻角调节舵面所设定的攻角上。
一种飞行器失速浮动升力

[发明专利]跨音速飞行阶段大气攻角与惯性攻角的融合方法-CN200910234039.9无效
发明人：李睿佳;李荣冰;刘建业;雷廷万;孟博;郭毅;熊智;赖际舟 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2009-11-18 - 公布日： 2010-05-26 - 主分类号： G01C21/00 文献下载
摘要：本发明公布了一种跨音速飞行阶段大气攻角与惯性攻角的融合方法，本发明方法包括如下步骤：第一步：数据获取，第二步：跨音速飞行阶段判断，第三步：惯性攻角解算，第四步：互补滤波融合，第五步：BP神经网络修正。本发明方法通过互补滤波器抑制大气攻角的激波干扰波动，使互补融合攻角消除剧烈波动，变化平稳。继而利用神经网络良好的学习能力和非线性逼近特性，使经过神经网络处理后的最终融合修正攻角与真攻角的吻合度较好，攻角整体精度和可靠性进一步提高。使用融合修正后的攻角代替跨音速阶段的原始大气攻角，能够有效提高飞行过程中攻角的整体精度，为精确导航和飞行控制提供了一个有利的依据。
跨音速飞行阶段大气惯性融合方法

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