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龙图腾网获悉北京宇航系统工程研究所申请的专利一种气动载荷分布计算方法及系统获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN115326341B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-15发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202210837242.0，技术领域涉及：G01M9/00；该发明授权一种气动载荷分布计算方法及系统是由王国辉;牟宇;苏虹;唐伟;袁赫;杨树涛;曾耀祥;张耘隆;李凰立;李舟阳;张津泽;杜涛;胡彦辰;刘汉宇;闫指江设计研发完成，并于2022-07-15向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种气动载荷分布计算方法及系统在说明书摘要公布了：本发明一种气动载荷分布计算方法及系统，方法步骤如下：1沿轴向将气动载荷分布分为多个段；2根据分段位置和各段的气动载荷分布规律，建立各段法向力系数分布之间的关联函数；3根据气动载荷分布，积分获得对应的飞行器法向力系数和压心系数值，并与飞行器整体气动力所得的法向力系数和压心系数建立等式关系；4将关联函数带入建立的等式关系，计算获得飞行器法向气动载荷分布。

本发明授权一种气动载荷分布计算方法及系统在权利要求书中公布了：1.一种气动载荷分布快速计算方法，其特征在于包括： 沿轴向将气动载荷分布分为多个段； 根据分段位置和各段的气动载荷分布规律，建立各段法向力系数分布之间的关联函数； 根据气动载荷分布，积分获得对应的飞行器法向力系数和压心系数值，并与飞行器整体气动力所得的法向力系数和压心系数建立等式关系； 将关联函数带入建立的等式关系，计算获得飞行器法向气动载荷分布； 所述沿轴向将气动载荷分布分为九段，包括：端头x0至锥柱交界面或双锥交界面x1；锥柱交界面x1至倒锥前端面x2；倒锥前端面x2至倒锥影响区后限x3；倒锥影响区后限x3至正锥影响区前限x4；正锥影响区前限x4至正锥后端面x5；正锥后端面x5至正锥影响区后限x6；正锥影响区后限x6至尾翼影响区前限x7；尾翼影响区前限x7至尾翼翼梢前缘点x8；尾翼翼梢前缘点x8至芯级底部x9； 所述建立各段法向力系数分布之间的关联函数，包括： 将锥柱交界面x1和尾翼翼梢前缘点x8位置处对应的法向力系数，即w1和w8作为待求解未知数；根据各段之间的变化规律建立其他参数与w1、w8之间的关系： w0＝0； w2＝k21·w1； w3＝w2； w4＝k46·w6； w5＝k51·w1； w6＝w7； w7＝k78·w8； w9＝w8；1 其中，w1-w9为x1-x9处的法向力系数；k21为w1和w2之间的关联函数，k46为w4和w6之间的关联函数，k51为w1和w5之间的关联函数，k78为w7和w8之间的关联函数； 各关联函数的具体形式如下： 式中： αz1为飞行器锥段第一锥的锥角； αdz飞行器倒锥锥角，为负值； αzz为飞行器芯级正锥的锥角； Dzhui为飞行器X3和X4之间柱段的直径； Dxin为飞行器X6和X7之间柱段的直径； Ltip尾翼翼梢弦长； Lroot尾翼翼根弦长； 所述与飞行器整体气动力所得的法向力系数和压心系数建立等式关系包括： 式中： Δxi为积分分段长度； xi为该积分分段所在的轴向坐标； CN为飞行器法向力系数； Xcp为飞行器压心系数； Lref为飞行器参考长度； 所述计算获得飞行器法向气动载荷分布，包括： 将式1代入式3获得一组非线性二元方程组，通过牛顿迭代法求解式3的方程组，获得w1和w8的解；将得到的w1和w8代入式1得到其他位置处的参数，从而获得飞行器法向气动载荷分布。

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