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公开(公告)号：CN113094817B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202110427423.1
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机飞行力学技术领域，具体涉及一种直升机武器发射响应的计算方法。当直升机受武器发射后坐力扰动时，在直升机平衡基础上产生了后坐力和力矩，由于后坐力的冲量扰动作用，势必引起直升机运动状态发生变化。如果直升机在武器发射、抛放等状态受到扰动很大时，不仅影响直升机武器发射的精度，还会危及直升机的飞行安全。本发明通过对直升机受力扰动响应计算来得到直升机可以使用以及驾驶员可以接受的武器发射和吊挂抛放状态，这不仅有助于前期直升机飞行品质设计，对直升机武器发射和抛放试飞也可以提出意见以保障试飞安全。
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公开(公告)号：CN113094817A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110427423.1
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机飞行力学技术领域，具体涉及一种直升机武器发射响应的计算方法。当直升机受武器发射后坐力扰动时，在直升机平衡基础上产生了后坐力和力矩，由于后坐力的冲量扰动作用，势必引起直升机运动状态发生变化。如果直升机在武器发射、抛放等状态受到扰动很大时，不仅影响直升机武器发射的精度，还会危及直升机的飞行安全。本发明通过对直升机受力扰动响应计算来得到直升机可以使用以及驾驶员可以接受的武器发射和吊挂抛放状态，这不仅有助于前期直升机飞行品质设计，对直升机武器发射和抛放试飞也可以提出意见以保障试飞安全。
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公开(公告)号：CN109543271A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811355599.5
申请日：2018-11-14
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本申请提供了一种应用于共轴带推力桨高速直升机的配平操纵设计方法，首先建立机体自由度平衡方程组，针对配平操纵的多轮迭代设计流程，采用6操纵量外加2个姿态角作为配平变量，从纵横向变量解耦、变量对平衡方程影响强弱分析、增加等式约束条件等角度，分别进行小速度段、过渡速度段以及大速度段的配平，在每一轮配平中进行变量与方程个数相等的配平，前一轮配平为后一轮配平提供必要的参数基础，逐级递进、检查修正，进行四轮计算后完成配平。本申请降低了计算时间，为配平操纵设计方法的工程化应用提供便利，提高了设计方法的实用价值。
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公开(公告)号：CN119551210A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411434281.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于航空器适航验证技术领域，尤其涉及一种民用直升机仪表纵向静稳定性验证试飞方法。包括：S1，确定驾驶杆的纵向操纵杆力与纵向操纵位置之间的关系；S2，通过飞行试验验证直升机加速段的纵向操纵杆力梯度；S3，通过飞行试验验证直升机减速段的纵向操纵杆力梯度；S4，通过飞行试验验证直升机加速段的配平速度恢复特性；S5，通过飞行试验验证直升机减速段的配平速度恢复特性。
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公开(公告)号：CN116127696A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211442487.X
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机悬停纵向动稳定性简化计算方法，包括下述步骤：步骤一：将直升机运动方程线性系统矩阵按悬停状态速度等于0、姿态角近似为0简化，再进行纵、横航向分离，得到分离后的纵向系统矩阵；步骤二：将纵向系统矩阵中量级较小的、由直升机纵向速度扰动产生的水平力和俯仰力矩忽略，实现纵向系统矩阵的进一步简化；步骤三：根据步骤二简化的纵向系统矩阵得到该矩阵的特征方程；步骤四：利用所述的特征方程求解直升机悬停纵向动稳定性特征根。本发明通过直升机气动导数和重量、转动惯量等参数解析得到直升机动稳定性特征根，以在直升机初步设计阶段建立稳定性设计约束，使稳定性设计更好地参与到直升机总体气动设计及优化过程中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112130469B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202011020395.3
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种吊挂科目逆仿真轨迹描述方法，包括以下步骤：通过直升机吊挂物当前的位置信息与任务科目要求的目标位置进行比较，根据比较得到的位置偏差，通过比例因子确定直升机吊挂物从当前位置到达任务科目要求的位置所需要的直升机姿态参数、角速度参数、高度参数和垂向速度参数，并构建轨迹描述方程，然后利用得到的直升机姿态参数、角速度参数、高度参数和垂向速度参数生成直升机达到目标位置所需的操纵量；通过迭代计算得到直升机达到目标位置的轨迹。采用本轨迹描述方法可以得到与任务科目要求相吻合的轨迹，本方法可用于各个不同任务科目的轨迹描述，描述函数大大简化，可达到事半功倍的效果。
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公开(公告)号：CN113076600A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110423940.1
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/08
Abstract: 本发明属于直升机水上漂浮特性设计和验证技术领域，具体涉及一种直升机漂浮稳定性验证方法。包括以下步骤：步骤一：进行缩比直升机模型的规则波试验，获取试验数据；步骤二：进行缩比直升机模型的不规则波试验，获取试验数据；步骤三：建立直升机缩比直升机模型的漂浮响应计算模型，进行缩比直升机模型的规则波漂浮特性计算，并根据所述步骤S1规则波试验数据结果迭代修正计算方法；步骤四：在所述步骤三获得的经修正的规则波计算方法的基础上，进行缩比直升机模型的不规则波漂浮特性计算并进行验证，如验证不通过，则返回步骤三，重新迭代修正；步骤五：利用通过所述步骤四验证的计算方法对更高海况条件的漂浮响应进行预测。
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公开(公告)号：CN105260566B
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201510745063.4
申请日：2015-11-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种直升机操纵解耦设计方法，涉及直升机技术领域。所述直升机解耦设计方法包含以下步骤：步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组；步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；步骤五：飞行试验。本发明的优点在于：在飞行过程中，仅需要拉动总距即可自动调整尾桨拉力及横向配平。提高了操纵修正的精度，减少了飞行员的工作量，降低直升机驾驶技巧要求。
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公开(公告)号：CN112052524B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202011020371.8
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种直升机吊挂柔性机身建模方法，采用变截面变刚度弹性梁模型进行弹性机身建模，然后使用有限元方法进行机身弹性梁模型的模态求解；其中，所述建模包括：在机身弹性梁上设置若干个节点，采用分段剖面质量加权平均的方法近似出一根与机身纵轴平行的直弾性轴，利用机身分段结构质量，得到每个梁单元的单元质量，利用机身分段剖面刚度数据，计算出每个梁单元的刚度矩阵，采用有限元组集的方法得到整个机身的刚度矩阵及质量矩阵，求解即可得到机身振动固有频率和模态振型，耦合机身刚体运动得到机身不同位置的运动信息，各气动部件根据当地运动信息计算出相对入流进而得到气动作用力，实现柔性机身变形对直升机吊挂系统的影响建模。
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公开(公告)号：CN109543271B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN201811355599.5
申请日：2018-11-14
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本申请提供了一种应用于共轴带推力桨高速直升机的配平操纵设计方法，首先建立机体自由度平衡方程组，针对配平操纵的多轮迭代设计流程，采用6操纵量外加2个姿态角作为配平变量，从纵横向变量解耦、变量对平衡方程影响强弱分析、增加等式约束条件等角度，分别进行小速度段、过渡速度段以及大速度段的配平，在每一轮配平中进行变量与方程个数相等的配平，前一轮配平为后一轮配平提供必要的参数基础，逐级递进、检查修正，进行四轮计算后完成配平。本申请降低了计算时间，为配平操纵设计方法的工程化应用提供便利，提高了设计方法的实用价值。
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