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公开(公告)号：CN119783253A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411883628.0
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俯仰力矩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升力增量产生的俯仰力矩系数增量；步骤S2、确定由推力矢量效应产生的俯仰力矩系数增量；步骤S3、确定俯仰力矩系数动力影响修正量为由喷流襟翼绕流升力增量产生的俯仰力矩系数增量与由推力矢量效应产生的俯仰力矩系数增量之和。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俯仰力矩系数的动力影响修正量。
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公开(公告)号：CN119293969A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411512491.8
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 , G06F30/20 , G06F17/10 , B64C3/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机操控技术领域，具体涉及一种机翼升力线斜率确定方法，包括：步骤一、计算机翼升力线斜率的特征厚度tclim，确定机翼的厚度类型，包括薄机翼、厚机翼；步骤二、计算机翼升力线斜率的特征马赫数，包括薄机翼的特征马赫数Max、厚机翼的第一次峰值特征马赫数Ma1、厚机翼的第二次峰值特征马赫数Ma3、厚机翼的最小峰值特征马赫数Ma2；步骤三、计算机身干扰影响因子Kb；步骤四、基于机翼的特征马赫数、机身干扰影响因子Kb，计算机翼的升力线斜率CLαw。
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公开(公告)号：CN118092492A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311801758.0
申请日：2023-12-25
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: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种偏差快速修正的着舰控制方法。该方法包括：将着舰航迹设计为包括三个阶段；确定飞机着舰过程中的最大法向过载变化量；插值出满足航迹高度误差的航迹角调整量及基准时间；根据基准时间确定飞机航迹高度修正值；当飞机航迹高度修正值在预设偏差内，确定所述基准时间可用，否则修改基准时间；计算三个阶段的各子阶段的时间；确定过载变化步长，并基于过载变化步长计算各个控制点的法向过载；确定各个航迹点的角度控制变量及发动机推力；当各个航迹点的角度控制变量及发动机推力不满足飞行约束时，修改基准时间。本申请在保证飞机安全着陆的前提下，缩短着陆距离，提高军用运输机的作战效能。
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公开(公告)号：CN118012115A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311778349.3
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 , G06F119/14
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控制方法及装置。该方法包括步骤S1、将着陆空中段的飞行距离等间距离散成n个航迹点；步骤S2、计算各航迹点对应的飞行高度；步骤S3、确定各个航迹点对应的航迹角；步骤S4、将着陆空中段的飞行速度等间距离散成n个速度离散点，各速度离散点与各航迹点一一对应，确定各航迹点的飞行速度；步骤S5、确定各航迹点的法向过载；步骤S6、确定各航迹点的升力系数；步骤S7、确定各航迹点的升阻比；步骤S8、确定各航迹点的推力；步骤S9、基于各航迹点的推力形成运输机前线机场短距着陆航迹的推力控制曲线。本申请能够实现短距着陆航迹的精确控制，提高飞机作战效能。
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公开(公告)号：CN117452973B
公开(公告)日：2024-03-19
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
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113753257B
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202111102407.1
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，特别涉及一种桁架支撑机翼构型飞机展弦比优化方法。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升阻比；步骤S2、确定任务燃油重量；步骤S3、确定飞机的起飞重量；步骤S4、确定航程；步骤S5、根据计算的航程与目标航程之间的差值，调整任务燃油重量；步骤S6、计算任务燃油节省率；步骤S7、将各机翼构型的任务燃油节省率对该机翼构型的展弦比的导数中确定最大值，以该最大值对应的展弦比作为最终的机翼构型的展弦比。本申请以节省燃油为优化目标，通过对机翼展弦比优化，解决了大展弦比桁架支撑构型运输机提高气动效率与气动弹性、增升装置效率下降、保证颤振强度的结构重量增大之间的设计协调问题。
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公开(公告)号：CN113753216B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202111102401.4
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
Abstract: 本申请属于飞行器结构技术领域，特别涉及一种基于任务模块化的舰载无人机平台构型。该构型在机身的腹部在两侧具有倾斜面，以使机身的腹部形成自上至下的收缩结构，所述倾斜面具有挂载点，所述挂载点可选择性的挂载外挂油箱(12)或者预警设备舱(13)，所述挂载外挂油箱(12)及预警设备舱(13)在挂载到所述倾斜面上之后，具有与所述倾斜面平行的外壁面，所述舰载无人机平台构型还包括背负式涡扇发动机(16)、油箱以及设备舱。本申请采用隐身、保形与增压设计，提高舰载无人机的气动性能、隐身性能、工作效率，保证其自主着舰的安全性。
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公开(公告)号：CN111017194B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN201911346443.5
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
Abstract: 本发明公开了一种动力增升机翼，包括机翼、内侧发动机和外侧发动机，机翼前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼和一段等弦长常规缝翼，机翼后缘设置有内侧增升襟翼、外侧增升襟翼和副翼，内侧发动机位于内侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，外侧发动机位于外侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式，本发明可以提高飞机航迹控制能力、增大起降构型最大升力系数，减小起降场长。
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公开(公告)号：CN112613122B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011556064.1
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: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种层流控制飞机顶层参数设计方法，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。本发明可减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，采用能量补偿法对推重比设计的相关约束函数进行修正，可支持层流控制飞机的机翼吸气系统功率需求论证，飞机减阻能力分析与发动机功率需求计算。
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公开(公告)号：CN113753257A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202111102407.1
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，特别涉及一种桁架支撑机翼构型飞机展弦比优化方法。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升阻比；步骤S2、确定任务燃油重量；步骤S3、确定飞机的起飞重量；步骤S4、确定航程；步骤S5、根据计算的航程与目标航程之间的差值，调整任务燃油重量；步骤S6、计算任务燃油节省率；步骤S7、将各机翼构型的任务燃油节省率对该机翼构型的展弦比的导数中确定最大值，以该最大值对应的展弦比作为最终的机翼构型的展弦比。本申请以节省燃油为优化目标，通过对机翼展弦比优化，解决了大展弦比桁架支撑构型运输机提高气动效率与气动弹性、增升装置效率下降、保证颤振强度的结构重量增大之间的设计协调问题。
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