公开(公告)号：CN111125910A

公开(公告)日：2020-05-08

申请号：CN201911347757.7

申请日：2019-12-24

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F30/20 ,  G01M9/02 ,  G06F111/10

Abstract: 本发明公开了一种风洞试验气动配平损失评估方法，包括以下步骤：步骤1：预计非线性拐点；步骤2：优化试验车次；步骤3：处理试验数据；步骤4：计算配平舵偏角；步骤5：计算配平气动力；步骤6：评估气动配平损失，本发明考虑到力矩曲线与舵面效率曲线的非线性，采用线性段拐点预估，试验大纲优化，试验数据处理，可减少试验车次、节省试验经费，获得高精度的气动配平损失计算数据。本发明根据试验曲线的线性情况，分别采用公式解析与数据插值算法，可快速、精确计算多点气动配平损失，本发明可解决传统方法所得配平数据覆盖迎角范围窄，关键点处数据密度小，绘制的配平曲线不光顺，气动配平损失计算误差较大的问题。

公开(公告)号：CN109614644A

公开(公告)日：2019-04-12

申请号：CN201811305844.1

申请日：2018-11-02

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，包括以下步骤：1)建立动力增升飞机性能计算模型；2)性能积分特征速度的计算；3)建立非基准速度点气动力增量修正模型；4)根据步骤3的气动力增量修正模型完成非基准速度点气动力的计算；5)完成飞机起飞距离的计算；6)根据步骤5计算结果，评估飞机动力增升效果，本发明适用于外吹式襟翼布局飞机动力增升飞机起降性能计算、动力增升效果的评估以及对增升装置布局构型进行优化，为动力增升飞机布局选型提供了有效的设计工具。

公开(公告)号：CN109543250A

公开(公告)日：2019-03-29

申请号：CN201811306787.9

申请日：2018-11-02

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：1)建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；2)基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；3)建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；4)将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；5)计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；6)完成平尾构型修正，解决了常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题，本发明保证了飞机外倾双垂尾布局飞机的纵向和航向的操稳品质。

公开(公告)号：CN119821688A

公开(公告)日：2025-04-15

申请号：CN202411883625.7

申请日：2024-12-19

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: B64F5/00 ,  G06F30/28 ,  G06F111/04 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14 ,  G06F113/28

Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种运输机着陆接地发动机推力确定方法及装置，应用于下表面吹气襟翼动力增升运输机。该方法包括：步骤S1、确定使用迎角对应的非动力增升状态飞机着陆接地的升力系数以及增升状态飞机着陆接地的升力系数；步骤S2、计算发动机推力初始值；步骤S3、在发动机推力初始值附近指定范围内形成多个可选发动机推力；步骤S4、计算每个可选发动机推力对应的接地速度；步骤S5、计算每个可选发动机推力对应的接地航迹角；步骤S6、通过插值计算的方式，确定满足设定要求的接地速度与接地航迹角的发动机推力范围。本申请提高了下表面吹气襟翼动力增升运输机着陆接地发动机推力控制精度，保证了飞行安全。

公开(公告)号：CN119796510A

公开(公告)日：2025-04-11

申请号：CN202411883620.4

申请日：2024-12-19

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: B64F5/00 ,  B64F5/60 ,  G06F30/15 ,  G06F30/20

Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种小展弦比机翼失速迎角确定方法及装置。该方法包括：步骤S1、根据机翼稍根比分别在第一插值表及第二插值表中插值出第一修正系数C1与第二修正系数C2；步骤S2、根据第一修正系数确定第一插值参数CAB1，根据第二修正系数确定第二插值参数CAB2；步骤S3、根据第一插值参数CAB1在第三插值表中确定机翼失速迎角基本值；步骤S4、根据第二插值参数CAB2在第四插值表中确定失速迎角修正量；步骤S5、根据机翼失速迎角基本值与失速迎角修正量确定失速迎角。本申请对小展弦比失速迎角的计算效率高、计算精度可控。

公开(公告)号：CN119783256A

公开(公告)日：2025-04-08

申请号：CN202411883632.7

申请日：2024-12-19

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  B64F5/00 ,  G06F17/10 ,  G06F113/28 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请属于起飞场域性能设计技术领域，特别涉及一种运输机单发失效起飞场长度确定方法及装置，应用于下表面吹气襟翼动力增升运输机。该方法包括：步骤S1、确定单发失效运输机的增升状态起飞推力；步骤S2、根据增升状态起飞推力确定运输机的加速度及等速爬升的航迹角；步骤S3、根据积分公式计算运输机单发失效起飞场的长度。本申请精确描述了吹气式襟翼动力增升运输机单发失效起飞的推力、升力、阻力与速度的变化，能够快速准确计算下表面吹气式襟翼动力增升运输机单发失效起飞场的长度。

公开(公告)号：CN119783254A

公开(公告)日：2025-04-08

申请号：CN202411883630.8

申请日：2024-12-19

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  B64F5/00 ,  G06F17/10 ,  G06F113/28 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请属于起飞场域性能设计技术领域，特别涉及一种运输机起飞场长度确定方法及装置，应用于下表面吹气襟翼动力增升运输机。该方法包括：步骤S1、确定运输机的起飞推力；步骤S2、根据起飞推力确定运输机的加速度及等速爬升的航迹角；步骤S3、根据积分公式计算运输机的起飞场长度。本申请能够准确模拟系统功率提取、速度、高度、喷流效率、喷流方向偏转对起飞推力的影响，能够快速准确计算下表面吹气式襟翼动力增升运输机单发失效起飞场的长度。

公开(公告)号：CN119783250A

公开(公告)日：2025-04-08

申请号：CN202411883623.8

申请日：2024-12-19

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F30/15 ,  B64F5/00 ,  G06F30/20 ,  G06F111/04 ,  G06F113/28 ,  G06F119/02

Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种运输机推重比设计方法及装置，应用于下表面吹气襟翼动力增升运输机。该方法包括：步骤S1、计算不同约束条件下的运输机翼载荷，取其中的最小值作为下表面吹气襟翼动力增升运输机的设计翼载荷；步骤S2、根据设计翼载荷计算以起飞滑跑距离为约束的第一推重比；步骤S3、确定以单发失效爬升梯度为约束的第二推重比，以最大平飞马赫数为约束的第三推重比、以使用升限为约束的第四推重比及以过载为约束的第五推重比；步骤S4、取各推重比中的最大值作为下表面吹气襟翼动力增升运输机的设计推重比。本申请提高了下表面吹气式襟翼动力增升运输机的总体参数的设计效率。

公开(公告)号：CN117452973A

公开(公告)日：2024-01-26

申请号：CN202311778351.0

申请日：2023-12-22

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G05D1/49 ,  G06F30/20 ,  G06F17/10

Abstract: 本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种运输机前线机场短距着陆航迹优化方法及装置。该方法包括步骤S1、给定优化变量的初始值，所述优化变量包括飞机着陆的接地速度及飞机进场航迹角；步骤S2、基于给定的优化变量，计算着陆接地点的迎角及着陆接地点的俯仰角；步骤S3、当着陆接地点的迎角及着陆接地点的俯仰角满足限制条件时，基于短距着陆航迹模型计算飞机自进场至着陆的飞行距离；步骤S4、确定所述飞行距离是否小于优化目标值，如不小于优化目标值，则修改所述优化变量，如小于优化目标值，则输出优化后的飞机着陆的接地速度及飞机进场航迹角。本申请在保证飞机安全着陆的前提下，缩短着陆距离，提高运输机的任务执行效能。

公开(公告)号：CN117436194A

公开(公告)日：2024-01-23

申请号：CN202311746464.2

申请日：2023-12-19

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张声伟

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F111/04 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请属于飞机机翼位置设计领域，特别涉及一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法及装置。该方法包括步骤S1、基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；步骤S2、确定由飞机前重心变化量引起的低头力矩；步骤S3、确定用于平衡掉低头力矩的机翼前移量；步骤S4、基于机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；步骤S5、当全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调节量修正值，并基于机翼位置调节量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至全机俯仰力矩的变化量大于等于0。本申请计算效率高，收敛速度快，计算模型精细，计算精度好。