“张彬乾”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果23个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]一种提升流场稳定性的内埋式弹舱切角气动布局-CN202310367453.7在审
发明人：安博;李栋;张彬乾;桑为民 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-07 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： B64D7/00 文献下载
摘要：本发明提出一种提升流场稳定性的内埋式弹舱切角气动布局，内埋式弹舱截面主体为矩形布局，三个主体壁面封闭，一端开口，矩形布局的纵深比λ＝LH＝1，其中L为两侧封闭壁面的长度，H为朝向开口端的封闭端面长度；在矩形布局的两个底角分别具有切角，其中切角边在一侧封闭壁面上的投影长度P的范围为H7＜P＜H3；切角边与一侧封闭壁面的夹角β以及切角边与封闭端面的夹角α均为钝角，且α≥β。本发明可以从物理根本上改善流场特性，有效抑制细碎涡和次级涡的演化，很大程度上延缓了流场从定常状态演化至非定常状态的过程。因为该优化设计有效的抑制了非定常流动，尤其是湍流的过早出现，从而提高了弹舱内流的气动效率。
一种提升稳定性内埋式弹舱切角气动布局

[发明专利]一种提升流场稳定性的内埋式弹舱类蜂窝构型气动布局-CN202310367406.2在审
发明人：安博;李栋;张彬乾;桑为民 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-07 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明提出一种提升流场稳定性的内埋式弹舱类蜂窝构型气动布局，述内埋式弹舱截面主体为六边形的类蜂窝构型布局，其中类蜂窝构型顶面开口，其余五个面为封闭壁面，且顶面与底面平行，底面与相邻面之间夹角α为135度，类蜂窝构型的纵深比β＝L/H＝1.5，L为弹舱截面横向最大距离，H为弹舱截面纵向最大高度。本发明在满足结构强度要求、隔音隔热要求、减重要求、机身内部结构设计要求和容量要求等约束情况下，可以极大地提高内埋式弹舱的内流流场稳定性，从物理根本上改善流场特性，有效抑制细碎涡和次级涡的演化，很大程度上延缓了流场从定常状态演化至非定常状态的过程。因为该优化设计有效的抑制了非定常流动，尤其是湍流的过早出现，从而提高了弹舱内流的气动效率。
一种提升稳定性内埋式弹舱类蜂窝构型气动布局

[发明专利]一种针对树网格格子玻尔兹曼方法中虚拟分层边界的高精度处理方法-CN202210219613.9在审
发明人：安博;李栋;张彬乾;桑为民 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-03-08 - 公布日： 2022-06-07 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种针对树网格格子玻尔兹曼方法中虚拟分层边界的高精度处理方法，在保证超高计算效率的前提下，采用了高精度的插值格式，考虑了虚拟边界的实际物理情况，同时也涉及了粗细网格相互的信息传递，满足更高精度的计算要求，适用于所有针对基于树网格LBM的虚拟边界处理需求。
一种针对网格格子玻尔兹曼方法虚拟分层边界高精度处理

[发明专利]针对格子玻尔兹曼方法数值模拟中曲面边界的处理方法-CN202210219614.3在审
发明人：安博;李栋;张彬乾;桑为民 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-03-08 - 公布日： 2022-06-07 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种针对格子玻尔兹曼方法数值模拟中曲面边界的处理方法，该方法基于实际数值模拟计算需求综合Mei格式，Chen格式，以及Guo格式，能够用于开发满足复杂流场高精度高效率数值模拟的计算平台，用于高性能翼型设计、新一代发动机设计等实际应用领域，推动本学科的发展和创新。本发明比三种现有曲面边界处理格式更为精确，由于每一步计算都更为精确，所以收敛速度也较快，实现了计算的高精度和高效率。
针对格子玻尔兹曼方法数值模拟曲面边界处理

[发明专利]一种翼身融合布局飞机的喷流舵面-CN201811592697.0有效
发明人：辛振庆;张彬乾;李栋;陈真利;顾文婷;王刚;张明辉;袁昌盛;张永杰;桑为民;张怡哲;李杰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2018-12-25 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：一种翼身融合布局飞机的喷流舵面，舵面位于机体后部，通过驱动机构进行收放，从而与其前方的发动机喷流相耦合，显著提高飞机起降时的抬头力矩。本发明相对于传统的翼身融合布局尾部舵面，有着更高的舵面效率，能够显著增加可提供的抬头力矩。同时，由于力臂较长，能够以较小的升力损失达到所需的抬头力矩，总体上对起降性能的不利影响较小。可收入机体的驱动机构设计不会对巡航性能产生影响。
一种融合布局飞机喷流

[发明专利]一种翼身融合布局民机贯穿式上单翼结构-CN202110712076.7在审
发明人：张永杰;周静飘;石磊;李栋;张彬乾 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-06-25 - 公布日： 2021-08-10 - 主分类号： B64C3/10 文献下载
摘要：本发明提供一种翼身融合布局民机贯穿式上单翼结构，包括左机翼、右机翼和上单翼贯穿式中央翼；左机翼和右机翼对称设置，分别通过紧固件与上单翼贯穿式中央翼的两侧连接，上单翼贯穿式中央翼设置在主机身顶部；左机翼和右机翼均包括纵横交错设置的翼肋和机翼翼梁；靠近左机翼外侧的翼肋和机翼翼梁稀疏分布设置，靠近左机翼内侧的翼肋和机翼翼梁密集分布设置。本发明提出了一种贯穿式上单翼结构，将机翼机身设计成一个整体，使机翼不损害机身内部空间的连续性，提高了结构传载效率；且减少了连接所用的紧固件，从而减轻了机体重量。
一种融合布局贯穿单翼结构

[发明专利]采用背撑发动机翼身融合布局的短舱-机体匹配设计方法-CN201810564094.3有效
发明人：辛振庆;张彬乾;李栋;陈真利;顾文婷;王刚;张明辉;袁昌盛;张永杰;桑为民;张怡哲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2018-06-04 - 公布日： 2020-05-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种采用背撑发动机翼身融合布局的短舱‑机体匹配设计方法，针对短舱‑机体之间的流动干扰问题，通过对布局原始构型进行机体修型，改变短舱与机体间的流动通道，避免产生强激波及流动分离，提升全机的气动性能，包括纵向匹配设计，展向匹配设计和机体成型设计三个方面。纵向匹配设计在原始构型短舱纵向对称平面进行，通过对当地机体上表面的剖面型线进行修改，避免先收缩后扩张的流动通道形成。展向匹配设计则在所选取的展向剖面内进行，其目的在于使三维空间保持二维纵向设计的通道特征。最后，在前两步的基础上构造新的修型机体。本方法可以显著提高构型的气动性能，相对于通常采用的气动优化方法，可节约设计时间与成本，工程实用性高。
采用发动机翼融合布局机体匹配设计方法

[发明专利]一种能够变形的飞机前缘缝翼及其设计方法-CN201510351824.8无效
发明人：褚胡冰;张彬乾;陈真利;袁昌盛;张明辉;李栋;张永杰;张怡哲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2015-06-23 - 公布日： 2015-09-30 - 主分类号： B64C9/24 文献下载
摘要：一种能够变形的飞机前缘缝翼及其设计方法。将所述前缘缝翼的外段在该前缘缝翼向的20～40％处分割，成为活动段和固定段。所活动段位于该缝翼的前缘处，固定段通过前缘缝翼滑轨与主翼段相连，活动段与固定段之间通过铰链连接，使活动段能够绕固定段偏转δ°。本发明能够有效延迟前缘缝翼的气流分离，增加飞机的失速迎角，拓展了飞行边界，提高了飞行安全性。同时本发明增加飞机起飞着陆阶段的最大升力，从而提高飞机的装载能力。同时，也放宽了前缘缝翼所承受的气动载荷限制，降低了前缘缝翼的设计难度，并能够能根据不同飞行阶段的具体需求灵活调整前缘缝翼活动段的偏转角度，具有较强的任务自适应能力。
一种能够变形飞机前缘及其设计方法

[发明专利]一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法-CN201510083434.7无效
发明人：褚胡冰;张彬乾;陈真利;袁昌盛;张明辉;李栋;张永杰;张怡哲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2015-02-16 - 公布日： 2015-05-13 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法，通过在前缘缝翼上设计一个具有一定几何外形且下表面入口宽上表面出口窄的引流槽，利用前缘缝翼上下表面的压力差，将前缘缝翼下表面压力较高的气流通过引流槽引至前缘缝翼上表面，并沿前缘缝翼上表面的切线方向吹出，用以吹除前缘缝翼上表面堆积的低能量气流，并修复受损的附面层速度型，减薄附面层厚度，提高附面层抵抗逆压梯度的能力，从而延迟绕前缘缝翼的气流分离，使飞机的失速过程缓慢，失速后的飞机升力变化缓和，飞机的失速特性改善。本发明应用于某民用飞机，在飞行速度为马赫数0.20的飞机典型起飞/着陆状态，可使该飞机的等弦长后掠机翼机身组合体的失速攻角α_stall推迟1°，使飞机由突然失速变为缓慢失速，失速后的升力变化较小，从而有效增加了失速预警时间，提高了飞行安全性。
一种引流前缘设计方法

[发明专利]一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法-CN201310234573.6有效
发明人：褚胡冰;张彬乾;陈真利;沈冬;李沛峰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2013-06-13 - 公布日： 2013-10-02 - 主分类号： B64C3/10 文献下载
摘要：一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法。所述边条前缘的侧表面与飞机主翼后缘的侧表面粘接，并且边条的上表面与飞机主翼的上表面光滑过渡，所述边条的下表面与飞机主翼的下表面光滑过渡，以使气流能够平顺地流过边条。当内襟翼收起时，边条的下表面与内襟翼的上表面贴合。本发明中，边条安装在飞机主翼上并与内襟翼对应，以调整后缘襟翼的缝道宽度Gf和缝道重叠量Of，在后缘襟翼大偏度状态下，控制后缘襟翼流动分离，提高飞机起飞/着陆状态的气动性能。
一种飞机后缘及其设计方法

[发明专利]一种无尾飞机的组合舵面-CN201310005860.X有效
发明人：褚胡冰;张彬乾;陈真利;李沛峰;沈冬;马怡 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2013-01-08 - 公布日： 2013-04-24 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：一种无尾飞机的组合舵面，包括均为平行四边形的嵌入式舵面和升降副翼。构成嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个直边均与机身中轴线平行；所述嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个斜边均与所处机翼后缘平行。组合舵面中的嵌入式舵面和升降副翼处于机翼的同一展向位置，并且嵌入式舵面的位置靠近机翼前缘。升降副翼的后缘与机翼后缘重合。嵌入式舵面的偏转角度最大为90°，升降副翼的偏转角度为±30°。本发明能够增加升力，弥补嵌入式舵面打开造成的升力损失；增加无尾布局的纵向静稳定性，从而减小或消除耦合滚转力矩，能够增加分离流动区域，获得更大的阻力增量，有效减轻了纵向配平负担，提高了航向操纵效率。
一种飞机组合

[实用新型]一种采用混合翼身的飞行器气动外形-CN201220207832.7有效
发明人：李沛峰;张彬乾;陈真利;沈冬;林宇;褚胡冰;王元元 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2012-05-11 - 公布日： 2012-12-19 - 主分类号： B64C39/10 文献下载
摘要：一种采用混合翼身的飞行器气动外形。以所述混合翼身飞行器一侧气动外形为例，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为1∶0.350：0.554。由于本实用新型采取的技术方案，使阻力发散马赫数Madd=0.83，最大升阻比Kmax＝25，比翼身融合布局提高8.7％，使本实用新型比翼身融合布局具有更高的气动效率和良好的升阻性能。本实用新型的纵向力矩静稳定为裕度3％，基本达到了巡航飞行时的自配平设计要求。同时，本实用新型具有更大的装载空间。
一种采用混合飞行器气动外形

[实用新型]一种无尾翼身融合飞机的中央机体-CN201220076772.X有效
发明人：李沛峰;张彬乾;陈真利;李沛峰;林宇;王元元;褚胡冰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2012-03-03 - 公布日： 2012-10-24 - 主分类号： B64C3/10 文献下载
摘要：一种无尾翼身融合飞机的中央机体。所述中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形。中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型。中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧。构成中央机体的翼型采用前加载后卸载翼型。该翼型在提供较大升力的同时也提供了较大的抬头力矩，并且提供了比现有翼型更强的纵向控制能力。本实用新型有超临界翼型的特性，减小了跨声速飞行时的激波阻力，提高阻力发散马赫数，克服了现有技术中存在的无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动特性和纵向配平要求的不足。
一种尾翼融合飞机中央机体

[发明专利]一种采用混合翼身的飞行器气动外形-CN201210143930.3有效
发明人：李沛峰;张彬乾;陈真利;沈冬;林宇;褚胡冰;王元元 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2012-05-11 - 公布日： 2012-10-17 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：一种采用混合翼身的飞行器气动外形。以所述混合翼身飞行器一侧气动外形为例，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为1∶0.350：0.554。由于本发明采取的技术方案，使阻力发散马赫数Madd=0.83，最大升阻比Kmax＝25，比翼身融合布局提高8.7％，使本发明比翼身融合布局具有更高的气动效率和良好的升阻性能。本发明的纵向力矩静稳定为裕度3％，基本达到了巡航飞行时的自配平设计要求。同时，本发明具有更大的装载空间。
一种采用混合飞行器气动外形

[发明专利]一种无尾翼身融合飞机的中央机体-CN201210053760.X无效
发明人：李沛峰;张彬乾;陈真利;沈冬;林宇;王元元;褚胡冰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2012-03-03 - 公布日： 2012-07-04 - 主分类号： B64C3/10 文献下载
摘要：一种无尾翼身融合飞机的中央机体。所述中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形。中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型。中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧。构成中央机体的翼型采用前加载后卸载翼型。该翼型在提供较大升力的同时也提供了较大的抬头力矩，并且提供了比现有翼型更强的纵向控制能力。本发明有超临界翼型的特性，减小了跨声速飞行时的激波阻力，提高阻力发散马赫数，克服了现有技术中存在的无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动特性和纵向配平要求的不足。
一种尾翼融合飞机中央机体

1
2
下一页»
尾页
共 23 条