公开(公告)号：CN117807706A

公开(公告)日：2024-04-02

申请号：CN202311803007.2

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 ,  龙文刚

IPC: G06F30/15 ,  B64F5/00 ,  B64C30/00 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种超音速客机展弦比优化设计方法。该方法包括：步骤S1、获取初始设计方案的机翼展弦比及相对厚度；步骤S2、在初始设计方案的展弦比附近指定范围内，离散出多个可选设计方案；步骤S3、确定可选设计方案的相对厚度；步骤S4、确定所有设计方案的机翼诱导阻力系数；步骤S5、确定所有设计方案的机翼激波阻力系数；步骤S6、由机翼诱导阻力系数、机翼激波阻力系数及给定的飞机其它部件激波阻力系数确定飞机总阻力系数；步骤S7、选取飞机总阻力系数中的最小值对应的设计方案的展弦比作为最终的超音速客机展弦比。本申请综合减阻效果好，模型精细，展弦比数值求解更精确。

公开(公告)号：CN117436194B

公开(公告)日：2024-03-19

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整量修正值，并基于机翼位置调整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。

公开(公告)号：CN113761665B

公开(公告)日：2022-09-06

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。

公开(公告)号：CN111017194A

公开(公告)日：2020-04-17

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

IPC: B64C9/26 ,  B64C9/20

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。

公开(公告)号：CN119691886A

公开(公告)日：2025-03-25

申请号：CN202411512493.7

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

Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，具体涉及一种机翼面积调整后飞机起飞重量确定方法，包括：步骤一、基于原始机翼构型，计算原始机翼构型下的机翼结构重量Ww0、任务燃油重量Wful0、使用空机重量Wkj0，得出去除机翼的使用空机重量Wnw；步骤二、基于机翼面积调整后的新机翼构型，利用上一轮的飞机起飞重量Wto，计算新机翼构型下的机翼结构重量Ww；步骤三、基于机翼面积调整后的新机翼构型，利用上一轮的飞机起飞重量Wto，计算新机翼构型下的任务燃油重量Wful；步骤四、基于新机翼构型下的机翼结构重量Ww、任务燃油重量Wful以及去除机翼的使用空机重量Wnw、飞机商载Wsz，计算新机翼构型下的飞机起飞重量Wto’；步骤五、得出最终新机翼构型下的飞机起飞重量。

公开(公告)号：CN119512249A

公开(公告)日：2025-02-25

申请号：CN202411512490.3

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: G05D17/02

Abstract: 本申请属于螺旋桨飞机操纵技术领域，具体涉及一种螺旋桨飞机俯仰力矩系数的侧滑角修正量确定方法，包括：步骤一、计算螺旋桨参数β0；步骤二、基于螺旋桨参数β0，计算基于螺旋桨转速、直径定义的侧向力系数对侧滑角的导数CYβ’；步骤三、基于螺旋桨参数β0、基于螺旋桨转速、直径定义的侧向力系数对侧滑角的导数CYβ’，计算基于来流速压与机翼参考面积的俯仰力矩系数导数#imgabs0#步骤四、以基于来流速压与机翼参考面积的俯仰力矩系数导数#imgabs1#计算俯仰力矩系数的侧滑角修正量ΔCm。

公开(公告)号：CN119494158A

公开(公告)日：2025-02-21

申请号：CN202411513075.X

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 ,  G06F113/08

Abstract: 提供一种考虑动力影响的螺旋桨飞机阻力特性计算方法，充分考虑迎角、速度、发动机拉力、发动机数量、发动机短舱尺寸与位置、拉力线攻角、机翼安装角、螺旋桨直径、襟翼偏转角、襟翼弦长、机翼展长与展弦比、螺旋桨滑流偏角、滑流粘性损失对阻力的影响，可准确得出螺旋桨飞机滑流的阻力系数，用以螺旋桨飞机滑流产生阻力的计算，可为螺旋桨飞机的设计、改进及其操控提供有效支撑。

公开(公告)号：CN119494156A

公开(公告)日：2025-02-21

申请号：CN202411512497.5

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偏航力矩计算技术领域，具体涉及一种考虑动力影响的螺旋桨飞机偏航力矩特性计算方法，充分考虑螺旋桨飞机迎角、速度、发动机拉力、发动机数量、螺旋桨直径与转速、桨叶效率等对偏航力矩的影响，准确计算桨盘法向力产生的偏航力矩系数，进而能够准确得出螺旋桨飞机的偏航力矩系数，用以螺旋桨飞机偏航力矩计算，可为螺旋桨飞机的设计、改进及其操控提供有效支撑。

公开(公告)号：CN119494155A

公开(公告)日：2025-02-21

申请号：CN202411512496.0

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: 提供一种考虑动力影响的螺旋桨飞机升力特性计算方法，充分迎角、速度、发动机拉力、发动机数量、发动机短舱尺寸与位置、拉力线攻角、机翼安装角、螺旋桨直径、襟翼偏转角、襟翼弦长、机翼展长与展弦比、螺旋桨滑流偏角、滑流粘性损失对升力的影响，得出螺旋桨飞机及其滑轮产生的升力系数，用以对螺旋桨飞机及其滑流产生的升力进行计算，能够准确得出螺旋桨飞机及其滑流产生的升力，可为螺旋桨飞机的设计、改进及其操控提供有效支撑。

公开(公告)号：CN117892651A

公开(公告)日：2024-04-16

申请号：CN202311803040.5

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: G06F30/28 ,  G06F17/10 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请属于飞机飞行控制设计领域，特别涉及一种短距着陆最小可用航迹角确定方法。该方法包括：步骤S1、根据飞机着陆的升阻比，飞机重量、发动机最小推力，确定第一着陆最小航迹角；步骤S2、基于给定的飞机着陆起始高度作为航迹拉起高度，确定第二着陆最小航迹角；步骤S3、将所述第一着陆最小航迹角与所述第二着陆最小航迹角中的最大值最为最小可用航迹角。本申请考虑了发动机动力特性与飞机气动特性的约束，可充分发挥飞机的性能，缩短着陆距离。