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公开(公告)号：CN106043684B
公开(公告)日：2018-09-11
申请号：CN201610379522.6
申请日：2016-06-01
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种旋翼机翼可联结的复合式飞行器，属于航空飞行器总体与气动设计技术领域。所述的复合式飞行器包括机身、机翼、尾翼、特型旋翼和矢量推进桨，所述的机翼分为支撑段机翼和中段机翼两部分，支撑段机翼位于中段机翼的两端。本发明同时具有垂直起飞降落与高速平飞的能力，并且可在空中进行这两种模式的转换；平飞速度、航程和航时将相比常规直升机提高约50％，具有更大的作业范围和更高的作业能力，将来可代替直升机。
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公开(公告)号：CN108399289A
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201810131367.5
申请日：2018-02-09
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种用于无人机低空环境飞行的安全包络模型及其构建方法，属于飞行器安全区域建模技术领域。所述的构建方法包括采集无人机的长度L，宽度W，高度H，以及无人机在各个方向的最大飞行速度，计算无人机在安全响应时间τ范围内，各个方向所能到达的最大飞行距离，据此，构建无人机安全包络模型E(XA)。本发明所构建的安全包络模型，相比常规安全区域模型可以更好地反映无人机自身的飞行性能、响应速度与机身尺寸；所述的安全包络模型安全区域尺寸受响应时间调节，可动态适应低空复杂环境的狭小空域限制。
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公开(公告)号：CN106915460A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710096091.7
申请日：2017-02-22
申请人： 北京航空航天大学
CPC分类号： B64C27/30 , B64C27/54 , B64C27/68 , B64C2201/024 , B64C2201/108
摘要： 本发明公开了一种折展旋翼机构，属于复合式飞行器旋翼系统设计领域。所述的折展旋翼机构适用于复合式飞行器的旋翼系统，包括四桨叶旋翼系统双层桨毂结构设计和双关节折展结构设计，通过蜗轮蜗杆机构使旋翼三段通过关节相对转动，可以实现飞行器在固定翼模式下的高速飞行或着舰停放时的旋翼折收。本发明结构简单可靠，符合设计强度、刚度要求，不会对飞行器产生不利影响；本发明提供的折展旋翼可收纳在圆盘之中，使前飞时阻力更小，圆盘还可以提供一部分升力，提高复合式飞行器的飞行性能。
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公开(公告)号：CN105882990A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201610312903.2
申请日：2016-05-12
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种适用于微小型无人机的感应取电挂钩，涉及机电设计技术领域。所述的感应取电挂钩由连杆机构、驱动系统、控制系统组成。连杆机构通过合理的设计，可以实现无人机钩挂在输电线上并获得电能，驱动系统用于驱动连杆机构的收起和展开，控制系统用于控制驱动系统的工作状态。本发明采用可收放式的设计，平时可以收起，使用时展开，有利于减小飞行阻力；并且可以实现自动完成钩挂动作和依靠重力自锁。同时，本发明结构紧凑简洁，有利于减小结构重量。本发明实现了无人机通过感应取电从输电线补充能源的同时，机载任务系统可正常工作的功能；连杆机构可以单独延长使用，实现更大的捕捉目标输电线的能力。
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公开(公告)号：CN104787328B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201510152806.7
申请日：2015-04-01
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/50
摘要： 本发明公开了一种适用于复合式飞机的旋翼折展机构，属于航空飞行器总体设计及旋翼收放机构的设计领域。本发明包括旋翼桨叶、柔性星形桨毂、主轴和高速圆盘，可以实现旋翼桨叶的折叠和展开两种状态。本发明旋翼折展比例较高，可以达到40％，这样可以有效的减小旋翼系统的迎风面积，减小阻力。本发明的折展机构中的高速圆盘不产生升力，但由于旋翼系统桨叶内部20％的旋翼长度部桨叶分不产生升力，所以高速圆盘对整个旋翼的气动特性影响较小。
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公开(公告)号：CN104260885B
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201410505006.4
申请日：2014-09-26
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64C33/02
摘要： 本发明公开了一种适用于微型扑翼飞行器的鱼尾式扑动机构，机体架前部安装有驱动电机模块、减速齿轮模块、尾柄，驱动电机模块中的驱动电机输出齿轮与减速齿轮模块中的减速齿轮啮合，减速齿轮模块上的曲轴通过球形铰链与尾柄连杆下端连接，尾柄通过球形铰链与尾柄连杆上端连接，尾柄的后端连接柔性铰链的前端，柔性铰链的后端连接鱼尾扑翼面，机体架后部安装有偏航舵机支架和俯仰舵机，俯仰舵机的摇臂连接俯仰舵机连杆的下端，偏航舵机支架连接俯仰舵机连杆的上端，偏航舵机安装在偏航舵机支架上，尾翼面直接安装在偏航舵机输出轴上。本发明主翼面通过模仿鱼类尾部的摆动来为飞行器提供升推力，具有构型新颖、飞行效率高、结构简单等优点。
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公开(公告)号：CN104833466A
公开(公告)日：2015-08-12
申请号：CN201510219792.6
申请日：2015-04-30
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明公开了一种航天器地面测试与在轨微振动力学环境映射方法，该方法首先建立地面测试航天器有限元模型以及在轨航天器有限元模型；并进行模态分析后提取频率、振型数据，确定两个模型的频率、振型的一一对应关系；建立和确定减缩模型的正确性；最后通过BP网络实现从地面微振动测试状态的频率、振型到在轨状态的频率和振型之间的映射；根据映射得到的在轨模型的频率、振型，进行在轨模型的动力学响应分析。本发明消除了地面微振动测试状态下空气、重力、悬挂约束对地面微振动测试的影响，实现地面测试对实际在轨状态微振动特性的预示。同时该方法可以实现地面微振动测试数据和在轨测试数据的相互比较，验证地面微振动测试的有效性。
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公开(公告)号：CN103350751B
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201310322361.3
申请日：2013-07-29
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64C1/18
摘要： 本发明公开了一种民用飞机客舱地板下部撑杆吸能装置，属于飞行器结构设计领域。该装置由收缩管和铰接接头组成，收缩管是撑杆吸能装置的核心结构，主要用来耗散冲击动能，其通过铰接接头分别与客舱地板梁和机身加强框连接。收缩管采用圆形或者方形剖面结构，并由多段不同截面尺寸管段组成。截面形状为圆形时，收缩管上部长度为下部的两倍，而截面形状为方形时，收缩管上部长度与下部相等。铰接接头能够保证在冲击过程中，收缩管始终承受轴向压缩载荷，从而达到改善破坏模式并提高吸能效率的目的。本发明提出的撑杆吸能系统可应用于大中型民用飞机机身结构设计。
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公开(公告)号：CN103640687A
公开(公告)日：2014-03-19
申请号：CN201310643782.6
申请日：2013-12-03
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64C3/38
摘要： 本发明公开了一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，属于大展弦比飞机机翼结构设计领域。所述的装置由主机翼、全动式翼尖、扭转弹性连接轴、锁死机构、阵风检测传感器和调节装置组成。全动式翼尖占机翼展长的10%～20%，通过扭转弹性连接轴和锁死机构与主机翼连接。翼尖上有阵风检测传感器用于检测垂直阵风，由丝杠、丝杠螺母、电机和滑轨组成的调节装置可以对扭转弹性连接轴的位置进行调节，使得本发明的全动式翼尖阵风减缓装置在不同的阵风强度下都有最佳的阵风减缓效果。本发明在满足大展弦比飞机机翼结构基本性能要求的同时，通过主动阵风检测、被动阵风减缓技术，使得机翼具有良好的阵风减缓效果，且重量轻，结构简单。
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