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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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公开(公告)号：CN117452974B
公开(公告)日：2024-04-09
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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公开(公告)号：CN117891278A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311799475.7
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
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本申请属于飞机飞行控制设计领域，特别涉及一种偏差快速修正的着舰航迹设计方法。该方法包括：将着舰航迹设计为包括航迹角调整段S1、高度位置调整段S2以及航迹切入段S3三个阶段；基于已有的基础数据表插值出满足航迹高度误差的基准时间及法向过载最大变化量；基于所述基准时间与飞机着舰的各个阶段修正参数计算各个子阶段的时间；基于所述法向过载最大变化量确定过载变化步长，并基于所述过载变化步长计算各个控制点的法向过载；根据各个控制点的法向过载确定航迹角；计算飞机相对于航母的相对坐标系下的坐标，根据所述坐标构建着舰航迹。本申请能够精确控制舰载机着舰的位置与航迹角，实现着舰误差的快速修正，保证舰载机着舰的安全。
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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
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。
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公开(公告)号：CN102642614B
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210146259.8
申请日：2012-05-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C7/00
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种自适应可调式低阻整流罩。整流罩包括整流罩头部，整流罩后部，机体表面,通孔，螺旋弹簧、固定滑轨、前端板，后滑动端板。本发明将传统整流罩分段，在整流罩内，按照叠套形式，增加一套简易的伸缩机构，能根据整流罩前后压差情况自动改变整流罩长细比，从而兼顾飞机低速飞行时有小的浸湿面积和小的摩擦阻力，高速飞行时有合适的长细比和小的压差阻力，从而改善各个飞行速度的飞机阻力特性。本发明可以在压差阻力、摩擦阻力之间进行权衡，根据飞行速度自适应改变整流罩的形状，抑制大速度情况下整流罩上的气流分离，改善整流罩尾部的涡流强度，从而使整流罩前后压差减小，降低飞机的飞行阻力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102642614A
公开(公告)日：2012-08-22
申请号：CN201210146259.8
申请日：2012-05-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C7/00
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种自适应可调式低阻整流罩。整流罩包括整流罩头部，整流罩后部，机体表面,通孔，螺旋弹簧、固定滑轨、前端板，后滑动端板。本发明将传统整流罩分段，在整流罩内，按照叠套形式，增加一套简易的伸缩机构，能根据整流罩前后压差情况自动改变整流罩长细比，从而兼顾飞机低速飞行时有小的浸湿面积和小的摩擦阻力，高速飞行时有合适的长细比和小的压差阻力，从而改善各个飞行速度的飞机阻力特性。本发明可以在压差阻力、摩擦阻力之间进行权衡，根据飞行速度自适应改变整流罩的形状，抑制大速度情况下整流罩上的气流分离，改善整流罩尾部的涡流强度，从而使整流罩前后压差减小，降低飞机的飞行阻力。
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公开(公告)号：CN201694385U
公开(公告)日：2011-01-05
申请号：CN201020238156.0
申请日：2010-06-28
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本实用新型属于通用飞机设计技术，涉及一种通用飞机多用途腹鳍。在机身的后下部装有一对相对于飞机对称面左右对称的两块腹鳍，腹鳍前缘点位于飞机气动焦点之后500～800mm处，下边缘为平直的，并向后延伸到擦地角限制线处，在与限制线相交处和腹鳍后缘线形成腹鳍的后下角点；两块腹鳍间距为650～750mm，腹鳍的厚度为3.2～8mm，每块腹鳍的上端连接到后机身蒙皮上，腹鳍前缘后掠角和后缘前掠角均为0～45°。本实用新型在改善飞机的横航向稳定性、抑制飞机大迎角尾旋情况发生的同时，又不破坏现有飞机的纵向传力路线，还扩大了纵向结构加强的范围，还能防止飞机过迎角起飞或着陆后，使后机身擦地而破坏。
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公开(公告)号：CN305237111S
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201830300106.2
申请日：2018-06-13
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 1．本外观设计产品的名称：运输飞机模型。
2．本外观设计产品的用途：本外观设计产品用于飞机模型。
3．本外观设计产品的设计要点：产品的整体形状。
4．最能表明本外观设计设计要点的图片或照片：立体图。 -
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