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[发明专利]一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法-CN202310826823.9在审
发明人：冯文梁;张斌;姚皆可;赵艳平;陈斌;余涵敏 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2023-07-06 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请公开了一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，包括以下步骤：获取机翼设计参数，以确定机翼平面形状；其中，机翼设计参数包括机翼面积Sw、机翼根弦长Cr、机翼梢弦长Ct、机翼半展长bw以及机翼前缘后掠角Λw；根据机翼根弦长Cr进行参数优化，以获得机翼与尾翼水平距离d；根据机翼半展长bw进行参数优化，以获得尾翼半展长bt；根据机翼前缘后掠角Λw进行参数优化，以获得尾翼前缘后掠角Λt；根据机翼面积Sw，确定尾翼面积St；根据尾翼面积St和所述尾翼半展长bt，确定尾翼根弦长Cr1；根据尾翼根弦长Cr1，确定尾翼梢弦长Ct1，本申请具有提升飞机可用迎角和可用升力系数的同时还具有良好的纵向静稳定性的优点。
一种提升边条翼布局飞机大迎俯仰力矩特性设计方法

[发明专利]一种内外流一体化飞机推阻划分方法-CN202310661711.2在审
发明人：尚银辉;肖良华;夏斌;姚皆可;徐良;胡骁 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2023-06-06 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种内外流一体化飞机推阻划分方法，属于无人机气动设计领域，包括：在飞机净推力计算控制体划分的基础上将进气道内流部分划入控制体，分析控制体不同部分的受力，形成明确的推力和阻力计算公式；然后对加速和减速过程进行飞参阻力分析，获得飞参的阻力，然后根据飞参数据获得发动机流量进而得到进气道出口压力边界条件，通过CFD计算获得加速阶段和减速阶段的阻力，根据计算结果和飞参数据给定系统阻力误差进行阻力校正。本发明针对飞机推、阻力的预测难题，建立飞机内/外流一体化数值模拟方法及飞机与发动机的推力、阻力计算模型，开展飞机与发动机的推力、阻力评估研究，为飞机气动特性分析及性能分析提供依据。
一种外流一体化飞机划分方法

[发明专利]一种快速、择优的缝道翼型设计方法-CN202110937796.3有效
发明人： 姚皆可;冯文梁;徐良;张斌;李伟 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-08-16 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种快速、择优的缝道翼型设计方法，包括如下步骤：步骤一，缝道形状设计：包括缝道形状参数化、缝道形状求解及缝道形状优化；步骤二，缝道参数设计：根据缝道形状优化设计结果，选取设计结果最优、同时满足约束条件的缝道形状作为缝道参数设计的输入，缝道参数设计包括缝道襟翼坐标变换和缝道参数优化。本发明通过全自动化流程的设计，能够实现从海量样本点中快速筛选出缝道形状和缝道参数组合的最优设计方案，实现了缝道翼型的快速、择优设计，具有较高的工程使用价值。
一种快速择优缝道翼型设计方法

[发明专利]一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法-CN202110937675.9有效
发明人：冯文梁;姚皆可;张斌;陈斌;周伟;李伟 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-08-16 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，包括如下步骤：根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角；生成多个参数样本，根据参数进行参数化建模，初始样本机翼的三维模型；自动生成多个初始样本机翼的计算网格；采用求解器对多个样本机翼进行仿真计算，利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。本发明设计出的跨音速月形机翼具有高于传统单前缘机翼的巡航效率，降低跨音速运输机燃油消耗，提升其经济性和环保性，具有极大的经济效益和社会效益。
一种巡航效率跨音速机翼设计方法

[发明专利]一种并列双S弯进气道性能测量方法及修正方法-CN202310425779.0在审
发明人： 姚皆可;陈斌;冯文梁;张斌 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2023-04-20 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明涉及进气道性能检测技术领域，具体涉及一种并列双S弯进气道性能测量方法及修正方法。所述测量方法在现有地面试验舱的地面试验台只能安装一侧进气道及提供一套动力装置的试验条件下，针对全尺寸的并列双S弯进气道试验件，通过安装隔板模拟真实地面状态下进气道工作状态，同时结合特定结构的米字测压耙采集各个测点的压力值，进而计算出多项进气道的性能参数。本发明以较小的成本代价获取并列双S弯全尺寸进气道地面状态的性能数据，且获取的性能数据更贴近真实状态，为保障飞机地面滑行和飞行安全性提供了更可靠的数据支持。
一种并列弯进气道性能测量方法修正方法

[发明专利]一种层流机翼的转捩位置确定方法-CN202110352467.2有效
发明人： 姚皆可;张斌;周伟;冯文梁;宋晓渴;徐良 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-03-31 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种层流机翼的转捩位置确定方法，通过自由转捩纵向气动特性风洞试验计算自由转捩状态下的纵向气动导数，在不同转捩位置下进行强制转捩纵向气动特性风洞试验计算不同转捩位置下的纵向气动导数，根据不同转捩位置下的纵向气动导数求得自由转捩状态下的转捩位置从而得到最终的转捩位置。本发明提出了一种基于常规测力风洞试验与强制转捩技术相结合以实现确定层流机翼转捩位置的方法，该方法实现过程简单、试验成本低廉而且能够较为精确的获取转捩位置，具有较强的实用性。
一种层流机翼转捩位置确定方法

[发明专利]一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法-CN202210269902.X在审
发明人：白海;程家林;李涛;冯宇鹏;姚皆可;黄楚云 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2022-03-18 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，该方法基于爬升试飞，飞行状态稳定，试飞风险较小，同时，通过实际试飞数据推算修正获取飞机的稳定盘旋性能极限，数据的准确性高，极大的降低了试飞的风险。因此，该方法对飞机后续盘旋机动极限性能的获取以及其它结合飞行试验科目的安全完成有积极的意义和深远的影响。
一种基于爬升试飞数据稳定盘旋过载修正方法

[发明专利]一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法-CN202110461730.1有效
发明人： 姚皆可;冯文梁;冯宇鹏;陈斌;葛昌杰;周伟;曹世坤 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-04-27 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及飞机进气道设计技术领域，公开了一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，包括进气口位置设计、前罩角设计、进气口形状设计、进气道中心线设计、进气道面积变化率设计，其中所述进气口位置设计在机身长度的60%~65%，本发明通过对进气道各项设计要点进行优化，特别是对进气口位置进行优化设计，使得本发明具有兼顾进气道总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的优点。
一种提高背负并列双发双弯进气道性能设计方法

[发明专利]一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法-CN202210271063.5在审
发明人：冯文梁;程家林;姚皆可;陈瑶;赵艳平;陈斌 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2022-03-18 - 公布日： 2022-06-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及层流机翼表面凸出物的计算技术领域，公开了一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，步骤S1.根据层流机翼平均气动弦长确定临界高度的仿真范围；步骤S2.利用基于Gama‑Theta转捩模型的CFD方法，获取光滑层流机翼的自然转捩位置；步骤S3.在层流机翼前缘位置布设凸出物，并通过网格生成软件进行空间离散，采用基于Gama‑Theta转捩预测模型的CFD方法进行仿真分析，获取CFD仿真结果；步骤S4.根据CFD仿真结果获取气动增量与凸出物的高度关系式；步骤S5.通过强制转捩风洞试验获取气动导数增量与转捩位置关系式；步骤S6.根据凸出物高度n0、展向长度b0，弦向位置xt，确定层流机翼表面凸出物引起的气动增量。本发明具有提高层流机翼的设计效率的效果。
一种层流机翼表面凸出气动增量计算方法

[发明专利]飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品-CN202210051786.4在审
发明人： 姚皆可;高鹏;陈斌;冯文梁;张斌;闫林明 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2022-01-17 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品，通过风洞试验和数值仿真得到的飞机气动特性数据和预设的气动焦点调整量得到机翼位置调整量，以气动焦点目标位置为目标导向对机翼位置进行调整，实现了快速得到与飞机外形改变后的重心相匹配的气动焦点，相对于以往调整气动焦点需要通过多次摸索调整和多次风洞试验、数值仿真去计算验证，本申请仅对机翼位置进行调整就可以实现气动焦点的准确调整，可以实现飞机外形改变后气动焦点与重心的快速匹配，缩短了飞机设计迭代周期；同时，在风洞试验与数值仿真费用高、时间长的现状下，只进行一次风洞试验与数值仿真也大幅节省了试验成本。
飞机气动焦点调整方法装置设备存储介质产品

[发明专利]差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质-CN202210051889.0在审
发明人： 姚皆可;冯文梁;郭强;陈斌;安玮;胡骁 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2022-01-17 - 公布日： 2022-04-15 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请公开了一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，通过以飞机舵效死区为范围得到可以避开舵效死区且产生的偏航力矩相同的差动式阻力方向舵的多种预偏角度组合，计算目标飞机巡航状态下的巡航升力系数，对比巡航升力系数与不同的预偏角度组合的气动数据曲线，筛选出差动式阻力方向舵的目标预偏角度组合，既避开了舵效死区，也不会产生附加的纵向力矩，不再需要额外的升降舵来配平，也不会导致全机配平阻力增加，确保了巡航状态下的飞机性能更优。
差动阻力方向舵判定方法装置设备存储介质

[发明专利]一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法-CN202010681898.9有效
发明人： 姚皆可;冯文梁;周伟;陈斌;张斌;曹世坤;徐良;温俊杰 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2020-07-15 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法，包括以下步骤：1）优化翼根翼型的相对厚度设计；2）优化翼尖翼型的相对厚度设计；3）优化机翼前缘后掠角度数；4）优化机翼翼尖小展弦比梯形翼设计；5）优化机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的比例设计。本发明针对飞翼布局飞机通过一系列的气动手段，保证了低速起降及机动作战时具有较大可用升力系数，同时兼顾了高速飞行时具有较小气动阻力、较高升阻比、较大阻力发散马赫数的设计要求，实现了高低性能的共同提升；方法简单、实用性好、可靠性高、不增加结构复杂性，具有较大的推广应用价值。
一种提高布局飞机低速性能气动设计方法

[发明专利]一种S形进气道的参数化建模与优化方法-CN202111415107.9在审
发明人：尚银辉;葛昌杰;张斌;姚皆可;肖良华;周伟;谭浩 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-11-25 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： G06F30/18 文献下载
摘要：本发明涉及无人机进气道设计领域，具体涉及一种S形进气道的参数化建模与优化方法，包括步骤：S1：从进气道的三维模型提取唇口前缘曲线，并记为第一曲线；从三维模型提取扩压段出口的截面曲线，并记为第二曲线；S2：在第一曲线上选取I1个均匀分布的点组成第一点集；在第一曲线的两端均绘制唇口型线；沿第一点集中的离散点对第一曲线两端的唇口型线之间进行插值，得到唇口的参数化模型；S3：使用唇口的参数化模型中内唇口的边界作为扩压段进口的截面曲线，并记为第三曲线；利用第二曲线与第三曲线完成扩压段的参数化建模，得到扩压段的参数化模型；S4：以进气道的总压恢复系数为目标函数，对进气道的参数化模型进行优化。
一种形进气道参数建模优化方法

[发明专利]一种飞机的俯仰力矩优化方法、装置、设备及存储介质-CN202111252163.5在审
发明人： 姚皆可;张斌;程家林;冯文梁;徐良;黄楚云 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-01-28 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞机的俯仰力矩优化方法，该方法包括以下步骤：根据原始方案中飞机在巡航时升力的重力平衡关系，得出巡航升力系数，基于巡航升力系数，调用三次样条插值函数，得到巡航升力系数对应的原始巡航俯仰力矩系数；优化方案中包括多组不同扭转角；基于不同扭转角，生成扭转角变量与巡航俯仰力矩系数变量之间的变化曲线；根据变化曲线，得到曲线斜率；根据原始巡航俯仰力矩系数以及曲线斜率，得出翼尖扭转角变化量，以实现对巡航俯仰力矩的优化，由巡航俯仰力矩系数与变化曲线斜率便得到翼尖扭转角变化量，从而实现对风洞实验中巡航俯仰力矩系数的快速优化，解决了风洞试验需要进行多轮迭代，导致数据优化效率低的技术问题。
一种飞机俯仰力矩优化方法装置设备存储介质

[发明专利]一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质-CN202111252376.8在审
发明人： 姚皆可;冯文梁;程家林;肖良华;宋晓渴;冯宇鹏 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-01-28 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，该方法包括以下步骤：接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；根据模型侧滑角，对气动数据矩阵进行对称性圆整；对圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，对气动数据矩阵进行圆整，圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。
一种飞机非线性刚性气动数据修正方法装置设备存储介质

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