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公开(公告)号：CN119783257A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411883633.1
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单发失效复飞爬升性能评估方法及装置，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、确定单发失效滚转力矩配平产生的阻力系数；步骤S2、确定单发失效俯仰力矩配平产生的阻力系数；步骤S3、确定单发失效偏航力矩配平产生的阻力系数；步骤S4、计算单发失效复飞最大爬升梯度。本申请能够快速准确计算吹气襟翼动力增升运输机单发失效复飞的爬升梯度，提高了飞机设计效率。
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公开(公告)号：CN119783255A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411883631.2
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单发失效起飞爬升性能评估方法及装置，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、确定单发失效滚转力矩配平产生的阻力系数；步骤S2、确定单发失效俯仰力矩配平产生的阻力系数；步骤S3、确定单发失效偏航力矩配平产生的阻力系数；步骤S4、计算单发失效起飞最大爬升梯度。本申请能够快速准确计算吹气襟翼动力增升运输机单发失效起飞的爬升梯度，提高了飞机设计效率。
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公开(公告)号：CN119494157A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202411512501.8
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 , G06F17/10 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于螺旋桨飞机俯仰力矩计算领域，具体涉及一种考虑动力影响的螺旋桨飞机俯仰力矩特性计算方法，充分考虑螺旋桨飞机迎角、速度、发动机拉力、发动机数量、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、机翼展弦比对俯仰力矩的影响，准确计算螺旋桨拉力、桨盘法向力、螺旋桨滑流产生与水平尾翼下洗角变化等动力影响产生的俯仰力矩系数，进而能够准确得出螺旋桨飞机的俯仰力矩系数，用以螺旋桨飞机的俯仰力矩计算，可为螺旋桨飞机的设计、改进及其操控提供有效支撑。
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公开(公告)号：CN117452974A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311781998.9
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
Abstract: 本申请属于飞机控制技术领域，涉及一种运输机机场短距着陆优化方法及装置。该方法包括：给定飞机着陆的接地速度取值范围及飞机进场航迹角取值范围；对接地速度以及对飞机进场航迹角离散形成多个输入序列；计算着陆接地点的接地迎角及着陆接地点的接地俯仰姿态角；确定与告警迎角最接近的第一差值，同时确定与擦地角最接近的第二差值；当第一差值小于第二差值时，接地迎角为敏感参数，计算临界迎角，反之，接地俯仰姿态角为敏感参数，计算临界俯仰姿态角；基于临界迎角或临界俯仰姿态角进行插值，获得最优的接地速度与飞机进场航迹角。本申请能够快速确定最优的接地速度与飞机进场航迹角组合，缩短着陆距离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111125910B
公开(公告)日：2023-07-21
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。
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公开(公告)号：CN113753256A
公开(公告)日：2021-12-07
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：CN112623254A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011556262.8
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: 本发明公开了一种混合层流机翼吸气能量损耗工程计算方法，根据CFD计算数据、风洞试验数据与飞行试验数据分析，分别拟合出以雷偌数REN、升力系数CL、机翼前缘后掠角Λw与巡航马赫数为自变量的机翼吸气装置能量损耗因子计算函数；以X21飞行试验所得上下机翼层流转戾位置为参考，使用考虑吸气的eN机翼边界层层流转捩位置计算方法，计算由翼型质量产生的能量损耗因子，最终通过对机翼展向各翼段的能量损耗因子面积积分求和，得到全机的机翼吸气装置能量损耗因子。本发明的方法适用于构型复杂的混合层流机翼前缘吸气装置的功率需求论证、基于功率分布优化的吸气系统管路设计，为混合层流控制技术飞机的推重比设计、机翼构型优化设计提供技术支持。
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公开(公告)号：CN112623214A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011555883.4
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设计技术领域，公开了一种基于水翼技术的水陆两用无人运输机，包括机身、机翼、尾翼，机身下半部分是水密性浮力箱，机翼是外侧具有下翻功能的水翼型机翼，尾翼采用T型尾翼结构；还包括机翼布局结构、内侧机翼结构、外侧可下反式水翼结构、机身结构、尾翼结构与起降系统。本发明的装载能力与航程显著大于国内已试飞的水陆两用无人运输机U650，可在水面安全起降，适用于水系发达地区的物流运输，也可在简易机场或公路上起降，物资运输的可达性好；由于舍去了笨重的水橇，飞机的巡航气动效率明显增大。
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公开(公告)号：CN112613122A
公开(公告)日：2021-04-06
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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