公开(公告)号：CN106326664B

公开(公告)日：2018-07-31

申请号：CN201610769626.8

申请日：2016-08-30

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 孙梅凤 ,  张义广 ,  贾湘婷 ,  冉洪 ,  朝开秀 ,  陈科文

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了种导弹分布机载载荷确定方法,该方法首先建立所需坐标系,再建立导弹载荷计算模型,确定计算原始参数数值,确定导弹各截面位置,再确定导弹各截面附加过载,确定导弹各截面在全机坐标系下的过载,再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载,确定导弹与悬挂装置间力的作用位置,最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力,再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统,本发明种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况,从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性,该方法简单、可靠,能够应用于工程实际。

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：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。

公开(公告)号：CN106326664A

公开(公告)日：2017-01-11

申请号：CN201610769626.8

申请日：2016-08-30

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 孙梅凤 ,  张义广 ,  贾湘婷 ,  冉洪 ,  朝开秀 ,  陈科文

IPC: G06F19/00

Abstract: 本发明公开了一种导弹分布机载载荷确定方法，该方法首先建立所需坐标系，再建立导弹载荷计算模型，确定计算原始参数数值，确定导弹各截面位置，再确定导弹各截面附加过载，确定导弹各截面在全机坐标系下的过载，再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载，确定导弹与悬挂装置间力的作用位置，最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力，再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统，本发明一种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况，从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性，该方法简单、可靠，能够应用于工程实际。