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公开(公告)号：CN117421830A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311746463.8
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，特别涉及一种以静稳定裕度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、确定初始飞机构型的飞机气动焦点位置及飞机后重心位置；步骤S2、确定飞机的静稳定裕度；步骤S3、确定相比于纵向静稳定裕度目标值的静稳定裕度差量；步骤S4、基于静稳定裕度差量确定新飞机构型的机翼后移量；步骤S5、根据机翼后移量确定新飞机构型的飞机气动焦点位置及飞机后重心位置；步骤S6、基于飞机气动焦点位置及飞机后重心位置计算新飞机构型的静稳定裕度；重复步骤S3至步骤S6，直至计算的静稳定裕度大于等于静稳定裕度目标值，确定机翼后移量累计值。本申请具有计算模型精细，数值求解更精确的优点。
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公开(公告)号：CN113753256B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202111102390.X
申请日：2021-09-19
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
Abstract: 本申请属于飞行器设计技术领域，特别涉及一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法。该方法包括步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的巡航升阻比；步骤S2、确定飞机的起飞重量；步骤S3、确定机翼面积及翼展；步骤S4、根据起飞重量以及翼展的限制值，确定可用展弦比；步骤S5、确定巡航航时；步骤S6、在所述可用展弦比中，选取航时最大时所对应的展弦比、巡航升阻比、发动机推重比、推力。本申请基于变参数、综合优化设计思想，计算舰载无人预警机的顶层参数，提高了飞机的工作效率，保证了飞机的飞行与着舰安全性。
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公开(公告)号：CN112591133B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202011555583.6
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。本发明的方法可准确计算机翼展弦比、机翼面积、翼载荷、推重比、飞行速度、飞行高度、电池重量、电池板面积与电机功率需求等无人机的总体参数，以任务载荷为设计目标，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。
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公开(公告)号：CN109543250B
公开(公告)日：2023-02-10
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: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04
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。
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公开(公告)号：CN113761665A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202111102405.2
申请日：2021-09-19
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 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞行器设计技术领域，特别涉及一种舰载无人加油机顶层参数优化设计方法。该方法包括步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的使用升阻比；步骤S2、基于执行飞行任务的燃油消耗确定飞机的起飞重量；步骤S3、选取起飞重量最小的飞机构型为最优解，确定对应的展弦比；步骤S4、根据起飞重量、展弦比及飞机翼展确定翼载荷；步骤S5、根据所述翼载荷确定飞机推重比；步骤S6、根据推重比确定发动机推力。本申请采用基于多重约束的变参数顶层参数优化方法，在顶层设计阶段，初步确定了飞机良好的飞行性能，保证了飞机飞行与着舰的安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112607025A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011556065.6
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空飞行器技术领域，公开了一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，包括机身、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼和下层机翼，机身设在上层机翼和下层机翼之间，上层机翼和下层机翼通过翼尖支撑墙连接；上层机翼和下层机翼的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。本发明的双层联翼布局在满足结构强度限制的前提下，使机翼展弦比提高到30以上，这对于设计升力系数大的飞机气动减阻，意义重大；翼展减小29％，结构重量减小22％，可显著提高飞机的任务载荷与连续飞行时间；机翼的抗弯、抗扭能力强；并能还提供满意的三轴稳定性与操纵能力。
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公开(公告)号：CN112591133A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011555583.6
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。本发明的方法可准确计算机翼展弦比、机翼面积、翼载荷、推重比、飞行速度、飞行高度、电池重量、电池板面积与电机功率需求等无人机的总体参数，以任务载荷为设计目标，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。
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公开(公告)号：CN109319113A
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201710639967.8
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 张声伟
CPC classification number: B64C30/00 , B64C1/0009 , B64C3/40 , B64C3/546 , B64C2201/021 , B64C2201/048 , B64C2201/102 , B64D27/12
Abstract: 本发明涉及飞机机构设计，特别涉及一种超音速客机。超音速客机包括机身、机翼以及发动机，所述发动机采用变循环发动机，所述发动机内埋于所述机身尾部，所述发动机的进气道位于所述机身后段的腹部，沿平行于所述机身轴线向机头方向延伸。本发明超音速客机采用的变循环发动机技术，使超音速巡航的耗油率明显下降；另外，本发明超音速客机的发动机安装形式，一方面利用了机体后收缩段的空间，减小了气动阻力，另一方面使飞机机翼构型简洁，有利于提高飞机的升力特性。
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公开(公告)号：CN120012254A
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202411512500.3
申请日：2024-10-28
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 , G06F17/10 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于螺旋桨飞机滚转力矩计算技术领域，具体涉及一种考虑动力影响的螺旋桨飞机滚转力矩特性计算方法，充分考虑迎角、侧滑角、速度、发动机拉力、发动机数量、发动机短舱尺寸与位置、螺旋桨直径与转速、襟翼偏转角、襟翼弦长对滚转力矩的影响，准确表征螺旋桨滑流与桨盘侧向力对滚转力矩的影响，得到考虑动力影响的螺旋桨飞机滚转力矩系数，用以对螺旋桨飞机滚转力矩进行计算，可为螺旋桨飞机的设计、改进及其操控提供有效支撑。
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公开(公告)号：CN119783252A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411883627.6
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: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种运输机阻力系数动力影响修正量确定方法及装置，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、确定由喷流襟翼绕流产生的阻力系数增量；步骤S2、确定推力损失转化成的阻力系数增量；步骤S3、确定阻力系数动力影响修正量为由喷流襟翼绕流产生的阻力系数增量与推力损失转化成的阻力系数增量之和。本申请能够快速准确计算下表面吹气襟翼动力增升运输机起降构型阻力系数的动力影响修正量。
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