公开(公告)号：CN115871917A

公开(公告)日：2023-03-31

申请号：CN202211670653.1

申请日：2022-12-24

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 袁蒙 ,  何乾坤 ,  涂正光 ,  周铮 ,  李广磊 ,  陈科文 ,  明承东 ,  孙鹏飞 ,  曾长 ,  廖家震

IPC: B64C17/00 ,  B64F5/00 ,  G06F30/15

Abstract: 本申请涉及一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法，其包括获取飞行器的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；基于长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段的初始长度和初始截面尺寸；根据飞行器的尾部舱段内部空间的内部机构，在初始伸缩段上设置与内部机构对应的避让空间，得到初始伸缩段的截面形状，并结合初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；基于初始参数，对初始伸缩段的气动性能进行验证分析，获得满足要求的伸缩段。为提升稳定性，伸缩段从飞行器尾部往外伸出，飞行器压力中心及气动焦点后移；为提升操纵性，伸缩段从飞行器尾部往内收缩，飞行器压力中心及气动焦点前移，以解决变质心处理压心变化的方式所带来的问题。

公开(公告)号：CN107804473B

公开(公告)日：2020-10-13

申请号：CN201710808130.1

申请日：2017-09-08

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 李广磊 ,  林雪峰 ,  周铮 ,  毛靖 ,  王兵 ,  李均 ,  袁蒙 ,  明承东 ,  朝开秀 ,  陈科文 ,  贾湘婷 ,  孙鹏飞 ,  王源杰

IPC: B64F5/00 ,  B64C3/40 ,  B64C3/00

Abstract: 本发明公开了一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，包括飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求等五个步骤。本发明能够较大程度地改善舵或翼前缘热环境，对减小阻力有一定的作用，并且对飞行器的稳定性和舵效影响很小。适用于有舵或翼飞行器尤其适用于高超声速飞行器设计的工程应用，具有很高的实用价值。

公开(公告)号：CN107804473A

公开(公告)日：2018-03-16

申请号：CN201710808130.1

申请日：2017-09-08

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 李广磊 ,  林雪峰 ,  周铮 ,  毛靖 ,  王兵 ,  李均 ,  袁蒙 ,  明承东 ,  朝开秀 ,  陈科文 ,  贾湘婷 ,  孙鹏飞 ,  王源杰

IPC: B64F5/00 ,  B64C3/40 ,  B64C3/00

Abstract: 本发明公开了一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，包括飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求等五个步骤。本发明能够较大程度地改善舵或翼前缘热环境，对减小阻力有一定的作用，并且对飞行器的稳定性和舵效影响很小。适用于有舵或翼飞行器尤其适用于高超声速飞行器设计的工程应用，具有很高的实用价值。

公开(公告)号：CN117933124A

公开(公告)日：2024-04-26

申请号：CN202410020965.0

申请日：2024-01-05

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 明承东 ,  涂正光 ,  刘利宏 ,  曾长 ,  李广磊 ,  袁蒙 ,  孙鹏飞 ,  廖家震 ,  李安德 ,  单华伟 ,  宋毫 ,  陈科文 ,  钱勤建 ,  张凯 ,  毛靖 ,  石磊 ,  蔡淏屹 ,  胡慕秋 ,  李雪梅 ,  解正耀 ,  肖爽

IPC: G06F30/28 ,  G06F30/15 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请涉及一种基于打舵增阻的超声速飞行器头体分离方法及系统，涉及气动布局设计技术领域，包括根据超声速飞行器的弹道飞行参数，获得分离参数；获得符合设计要求的一组增阻舵偏状态作为基准增阻舵偏状态；将控制舵偏状态和所述基准增阻舵偏状态叠加获得实际耦合舵偏状态，在CFD仿真模型中输入分离参数和实际耦合舵偏状态，获得实际耦合舵偏状态下分离体的轴向分离力和头体的轴向分离力，计算头体的加速度和分离体的加速度；计算分离体加速度和头体加速度的比值，若大于预设的阈值，根据该组基准增阻舵偏状态实现飞行器头体分离。本申请通过在控制舵偏状态的基础上叠加基准增阻舵偏状态的方式，使得飞行器头体与分离体安全分离。

公开(公告)号：CN109606624A

公开(公告)日：2019-04-12

申请号：CN201811639979.1

申请日：2018-12-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 孙鹏飞 ,  李广磊 ,  周铮 ,  袁蒙 ,  李钧 ,  明承东 ,  朝开秀 ,  陈科文 ,  贾湘婷 ,  王源杰 ,  林雪峰 ,  毛靖 ,  单华伟 ,  石磊 ,  张志明 ,  王松元

IPC: B64C3/00

Abstract: 本发明公开了一种高升力特性栅格翼，包括：框体，框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面，后缘面竖直设置，后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定；多个栅格，栅格设置于框体内部且用于连接前缘面和后缘面，栅格的两端分别与前缘面和后缘面平齐，涉及气动布局设计技术领域。本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，由于前缘存在后掠，正激波变为斜激波，可以有效减阻。