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公开(公告)号：CN119849029A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411928360.8
申请日：2024-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本申请属于航空飞行器飞行性能计算领域，特别涉及一种客运飞机着陆风险评估方法及其实现系统，其中评估方法包括以下步骤：获取无不利因素时的着陆基准距离；获取不利因素及彼此影响因子带来的着陆距离修正量；以着陆距离为目标函数，构建决策变量，构建约束方程，构建01规划模型；对01规划模型进行求解，将着陆距离结果与机场可用场长比对，得到机场着陆安全度；对备降半径内的机场及目的机场重复进行以上步骤，按着陆安全度等级排序并为签派员和管制员提供参考。该方法使用场景包括但不限于航空公司地面运行控制中心，能够有效评估目的机场及备降机场着陆风险，辅助签派员和管制员对飞行计划签派放行。
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公开(公告)号：CN117864386A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410175833.5
申请日：2024-02-08
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机起落架设计技术领域，具体涉及一种飞机起飞着陆用主起落架及其起飞着陆方法，设计以起飞用主起落架、着陆用主起落架取代现有的主起落架，在飞机起飞、着陆过程中连接到飞机机体底部，辅助飞机起飞、着陆，飞机起飞后，在空中飞行时，不携带主起落架，以此可降低飞机空中飞行的重量，降低飞机油耗，提升飞机航线越障能力，且无需再在飞机中部布置体积较大的起落架舱，可降低对飞机内部空间的占用，降低飞机机体的设计约束，降低飞机布局设计的难度，以及能够降低飞机空中飞行的气动阻力，提高飞机的巡航马赫数。
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公开(公告)号：CN117332512A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311633042.4
申请日：2023-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种飞机等校正空速爬升性能及加速因子的处理方法，属于飞机飞行动力学技术领域，所述加速因子的处理方法包括：根据加速因子的定义式，在加速度为定值的基础上，加速因子为以爬升速度V和速度势为变量的函数；在忽略压缩性修正的情况下得到速度势；将速度势带入加速因子的定义式中得到加速因子转换式：根据加速因子转换式，构建加速因子以高度和爬升速度的平方的函数式；对不同高度、爬升速度条件下端函数式进行拟合得到加速因子处理函数。本申请提供的方法仅需爬升速度和高度即可求出加速因子，进而得到爬升率和爬升梯度，在保证计算结果准确度的前提下，可以大规模简化爬升性能的计算流程及时间。
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公开(公告)号：CN115081252B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202210980316.6
申请日：2022-08-16
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明是关于一种多构型飞机爬升性能数据的修正方法，涉及航空飞行器飞行力学技术领域。该方法包括：根据飞机构型确定基准构型及其爬升性能数据；确定非基准构型与基准构型的初始爬升重量关系；根据初始爬升重量关系计算非基准构型的折算初始爬升重量，折算初始爬升重量是将非基准构型的初始爬升重量折算为以基准构型爬升时的初始爬升重量。本发明通过确定基准构型，将非基准构型的爬升重量折算为基于基准构型的爬升重量，使用折算重量和基准构型的爬升性能数据图表即可确定非基准构型下的爬升性能。对于具有多种构型的飞机，在对各构型爬升性能计算和数据图表的处理工作时，可在保证数据准确度的前提下，减少重复性劳动，提高设计的工作效率。
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公开(公告)号：CN119472772A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411863462.6
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05D1/652 , G05D1/46 , B64D31/00 , G05D109/20
Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，涉及一种适用于倾转旋翼飞机的短距起飞方法及系统。该方法包括：步骤S1、接收倾转旋翼飞机短距起飞信号；步骤S2、控制位于机头处的前发动机偏转，带动前发螺旋桨向下偏转至使前发螺旋桨的拉力轴与机身水平面呈设定锐角，同时控制位于机尾处的后发动机以保持后发螺旋桨的拉力轴始终与机身水平面垂直。本申请通过调整发动机的位置，减少了倾转旋翼飞机短距起飞过程中旋翼对机翼的气动力干扰，增加了倾转旋翼飞机短距起飞过程中纵向操纵力矩，提升了飞机的短距起飞效能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119334201A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411567125.2
申请日：2024-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: F41H11/02
Abstract: 本申请属于飞机来袭空空导弹拦截设计技术领域，具体涉及一种适于飞机尾向来袭空空导弹的拦截方法，针对飞机尾向来袭空空导弹的情形，设计引导来袭空空导弹撞向位置相对静止且具有较大尺寸的拦截屏障，对来袭空空导弹进行拦截，改变常规导弹之间对抗，对拦截弹和来袭空空导弹瞬间空间关系的追求，设计实现难度较低，可很好的补充当前飞机对尾向来袭空空导弹拦截的不足。
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公开(公告)号：CN115081252A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210980316.6
申请日：2022-08-16
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明是关于一种多构型飞机爬升性能数据的修正方法，涉及航空飞行器飞行力学技术领域。该方法包括：根据飞机构型确定基准构型及其爬升性能数据；确定非基准构型与基准构型的初始爬升重量关系；根据初始爬升重量关系计算非基准构型的折算初始爬升重量，折算初始爬升重量是将非基准构型的初始爬升重量折算为以基准构型爬升时的初始爬升重量。本发明通过确定基准构型，将非基准构型的爬升重量折算为基于基准构型的爬升重量，使用折算重量和基准构型的爬升性能数据图表即可确定非基准构型下的爬升性能。对于具有多种构型的飞机，在对各构型爬升性能计算和数据图表的处理工作时，可在保证数据准确度的前提下，减少重复性劳动，提高设计的工作效率。
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公开(公告)号：CN119738349A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411915410.9
申请日：2024-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01N19/02
Abstract: 本申请属于飞机性能设计及飞机保障的技术领域，特别涉及一种跑道摩擦力系数测量方法。包括：步骤一、在设定的滑行速度范围内，4发飞机按照三种发动机运行策略分别进行加速滑行试验，并通过机载传感器测量飞机运行的参数；步骤二、按照特定的飞机动力学模型，消除发动机数据对试验结果的影响，计算得到飞机与跑道的摩擦力系数μ。步骤三、选定其他的试验飞机质量条件，按照上述方式获得不同飞机质量m条件下的飞机与跑道的摩擦力系数μ，实现对起飞性能模型的校正工作。本申请通过低速地面滑行试验获取相关的数据，用于计算飞机在陌生机场的滚动摩擦力系数，校正起飞性能模型，获得飞机在目标机场更准确的起飞性能。
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公开(公告)号：CN119472775A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411863464.5
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05D1/654 , G05D1/46 , B64D31/00 , G05D109/20
Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，涉及一种倾转旋翼飞机的着陆控制方法及系统。该方法包括：步骤S1、接收倾转旋翼飞机短距起降信号；步骤S2、控制位于机头处的前发动机偏转，带动前发螺旋桨向上偏转至使前发螺旋桨的拉力轴与机身水平面呈设定锐角，同时控制位于机尾处的后发动机偏转，带动后发螺旋桨向上偏转至使后发螺旋桨的拉力轴与机身水平面垂直。本申请通过调整发动机的位置，减少了倾转旋翼飞机着陆过程中旋翼对机翼的气动力干扰，增加了倾转旋翼飞机着陆过程中纵向操纵力矩，减少了着陆耗油，缩短了着陆时间。
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公开(公告)号：CN117807916A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202410224417.X
申请日：2024-02-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机飞行控制技术领域，涉及一种喷气式飞机给定推力最大航程巡航设计方法。该方法包括：步骤S1、在马赫数与升力系数组成的二维平面内，计算巡航因子的最大值；步骤S2、按巡航因子的最大值的多个设定比例形成多个二级巡航因子，并在二维平面内形成二级巡航因子的等值曲线；步骤S3、将各等值曲线上满足给定高度与推力的最大航程巡航函数的点连接，形成给定推力最大航程曲线；步骤S4、获取喷气式飞机在指定的飞行高度下飞行时的给定推力；步骤S5、确定同时满足升阻函数关系与给定推力最大航程曲线的马赫数与升力系数；步骤S6、控制所述喷气式飞机巡航。本申请能够快速获得最大航程巡航的控制参数，提高了飞行效率。
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