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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：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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公开(公告)号：CN112052524A
公开(公告)日：2020-12-08
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110929341A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911227694.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机飞行力学设计领域，提供一种基于大气密度变化的直升机尾桨距范围设计方法，包括，确定初步最大尾桨距；确定最大扭矩限制；计算给定大气密度下的尾桨扭矩：根据给定大气密度和所述不同尾桨距对应的尾桨扭矩，计算得出不同尾桨距在给定大气密度下的尾桨扭矩；计算给定大气密度下的最大尾桨距；确定实际的最大尾桨距Pedal：确定尾桨失速迎角对应的最大尾桨距为Pedal3，结构限制的最大尾桨距为Pedal4，标准大气、海平面状态下的瞬态限制扭矩Q瞬态对应的最大尾桨距为Pedal5，以及所述给定大气密度ρ条件下的最大尾桨距Pedal2，选取Pedal2、Pedal3、Pedal4、Pedal5中的最小值为实际的最大尾桨距Pedal。
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公开(公告)号：CN112389665B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202011192385.8
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行动力学技术领域，具体涉及一种吊挂物组合气动面增稳系统及设计方法。本发明的组合气动面增稳系统是一种水平尾翼和垂直尾翼组合式增稳气动面，水平尾翼提高纵横向稳定性，一方面可以减小吊挂物的低头姿态，另一方面也可以减小吊挂物的后摆角，减小吊挂系统对直升机的附加低头力矩，垂直尾翼提高横航向稳定性，组合式增稳气动面可同时提升箱体吊挂物纵、横向和航向稳定性，对滚转、俯仰和偏航自由度都有增稳的作用，在大前飞速度下，吊挂物的纵向振动明显减弱，航向受扰动不再迅速发散而是逐渐趋于稳定，横向左右侧摆、后摆减小，对直升机的不稳定力矩大大减小，直升机的稳定性和操纵品质得到显著提升。
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公开(公告)号：CN113076601A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110427340.2
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
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斜坡起降的计算与试飞方法。本发明的直升机斜坡起降计算方法，确定了不同斜坡起降方向和斜坡起降角度所需的周期杆操纵量，并给直升机周期杆的操纵范围设计提供了设计依据，使直升机能够实现研制要求规定的斜坡起降能力。同时提供了斜坡起降的试飞方法，为飞行员实施斜坡着陆科目提供指导，并验证了计算方法确定的周期杆操纵量，能够有效在各种不同斜坡条件下进行起降。
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公开(公告)号：CN110929341B
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN201911227694.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机飞行力学设计领域，提供一种基于大气密度变化的直升机尾桨距范围设计方法，包括，确定初步最大尾桨距；确定最大扭矩限制；计算给定大气密度下的尾桨扭矩：根据给定大气密度和所述不同尾桨距对应的尾桨扭矩，计算得出不同尾桨距在给定大气密度下的尾桨扭矩；计算给定大气密度下的最大尾桨距；确定实际的最大尾桨距Pedal：确定尾桨失速迎角对应的最大尾桨距为Pedal3，结构限制的最大尾桨距为Pedal4，标准大气、海平面状态下的瞬态限制扭矩Q瞬态对应的最大尾桨距为Pedal5，以及所述给定大气密度ρ条件下的最大尾桨距Pedal2，选取Pedal2、Pedal3、Pedal4、Pedal5中的最小值为实际的最大尾桨距Pedal。
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公开(公告)号：CN112389665A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011192385.8
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行动力学技术领域，具体涉及一种新型吊挂物组合气动面增稳系统及设计方法。本发明的组合气动面增稳系统是一种水平尾翼和垂直尾翼组合式增稳气动面，水平尾翼提高纵横向稳定性，一方面可以减小吊挂物的低头姿态，另一方面也可以减小吊挂物的后摆角，减小吊挂系统对直升机的附加低头力矩，垂直尾翼提高横航向稳定性，组合式增稳气动面可同时提升箱体吊挂物纵、横向和航向稳定性，对滚转、俯仰和偏航自由度都有增稳的作用，在大前飞速度下，吊挂物的纵向振动明显减弱，航向受扰动不再迅速发散而是逐渐趋于稳定，横向左右侧摆、后摆减小，对直升机的不稳定力矩大大减小，直升机的稳定性和操纵品质得到显著提升。
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