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公开(公告)号：CN108104954B
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201711247158.9
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种涡轴发动机功率状态监控方法，包括如下步骤：测量预定时间间隔范围内发动机扭矩、动力涡沦转速、动力涡轮前温度、压气机转速、大气温度以及压力高度各参数的所有数据，以及最大值和最小值的差值，上述所有数据作为准稳态数据段；对准稳态数据段进行估值；计算标准状态下发动机的功率、动力涡轮前温度以及压气机转速；计算求得标准状态发动机的实际功率与预期功率之差；当步骤四中的差值小于预定值时，给出发动机功率异常的告警。本发明涡轴发动机功率状态监控方法，实时显示发动机实际功率与预期功率之差，如果该差值小于预先设定的某一数值，则给出发动机功率异常的告警。
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公开(公告)号：CN108090253B
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201711227882.5
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机数字式大气系统空速修正方法，涉及直升机数字式大气系统领域。首先计算出对应的空速误差；之后，根据指示空速与空速误差的关系，得到基于速度的误差函数；通过求解评价函数的最小化获得误差函数的系数；最后通过总压和静压解算出未经修正的指示空速为，通过误差函数计算出空速对应的误差为，并用所述误差对空速进行误差修正，计算得出经数字修正后的空速。对大气机系统的空速进行数字修正，可以大大减小数字式大气系统的空速误差，使提供给飞行员的空速更加精准，保证了飞行安全，降低了空速系统的本身的设计安装要求。
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公开(公告)号：CN119460142A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411434283.0
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机设计技术领域，尤其涉及一种通过试飞数据确定直升机飞行性能的方法。所述方法包括：根据悬停试飞数据得到悬停需用功率；根据变高度平飞试飞数据，确定平飞需用功率，在所述变高度平飞过程中，通过调整飞行高度保持直升机换算重量不变；根据锯齿爬升试飞数据确定爬升效率，确定爬升需用功率；根据悬停、平飞、爬升试飞数据确定发动机安装损失，从而确定直升机可用功率；根据悬停、平飞、爬升状态下的直升机需用功率和可用功率，确定飞行性能。
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公开(公告)号：CN119305736A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411434282.6
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机总体设计技术领域，尤其涉及一种直升机旋翼转速修正控制律设计方法。包括：S1，获取静压和外部大气温度，计算相对大气密度；基于大气密度和真空速计算修正的旋翼转速Ω1；S2，基于悬停状态下的转速调整幅度对旋翼转速进行修正，得到无限制的修正转速Ω2；S3，根据旋翼转速的调节范围，计算考虑边界限制的修正转速Ω3；S4，根据旋翼转速变化速率限制，计算得到当前时间步的旋翼目标转速Ω。
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公开(公告)号：CN119272418A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411434268.6
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/06 , G06F119/08
Abstract: 本发明属于直升机气动设计及验证技术领域，尤其涉及一种评估民用直升机A类无障碍机场起飞着陆最大重量的方法。包括：选定A类无障碍机场起飞着陆的不同目标高度机场和飞行重量；得到不同目标高度机场的A类无障碍机场起飞着陆飞行验证的最大重量GW1；计算考虑起飞加速扭矩增量后在A类起飞着陆高度和温度包线范围内随大气温度、气压高度变化的起飞最大重量Gw2；得到等于试验剩余功率Pw的飞行最大重量GW3；在A类无障碍机场起飞着陆大气温度、气压高度范围内；在A类无障碍机场起飞着陆大气温度、气压高度范围内，计算离地1000ft以30分钟一台发动机不工作功率OEI CT和选定的速度VY具备150ft/min剩余爬升率对应飞行的最大重量GW5；通过对比最大重量，取小值得到A类无障碍机场起飞着陆的最大重量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108104954A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711247158.9
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F02C9/00
CPC classification number: F02C9/00
Abstract: 本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种涡轴发动机功率状态监控方法，包括如下步骤：测量预定时间间隔范围内发动机扭矩、动力涡沦转速、动力涡轮前温度、压气机转速、大气温度以及压力高度各参数的所有数据，以及最大值和最小值的差值，上述所有数据作为准稳态数据段；对准稳态数据段进行估值；计算标准状态下发动机的功率、动力涡轮前温度以及压气机转速；计算求得标准状态发动机的实际功率与预期功率之差；当步骤四中的差值小于预定值时，给出发动机功率异常的告警。本发明涡轴发动机功率状态监控方法，实时显示发动机实际功率与预期功率之差，如果该差值小于预先设定的某一数值，则给出发动机功率异常的告警。
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公开(公告)号：CN108090253A
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201711227882.5
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/15
Abstract: 本发明提供了一种直升机数字式大气系统空速修正方法，涉及直升机数字式大气系统领域。首先计算出对应的空速误差；之后，根据指示空速与空速误差的关系，得到基于速度的误差函数；通过求解评价函数的最小化获得误差函数的系数；最后通过总压和静压解算出未经修正的指示空速为，通过误差函数计算出空速对应的误差为，并用所述误差对空速进行误差修正，计算得出经数字修正后的空速。对大气机系统的空速进行数字修正，可以大大减小数字式大气系统的空速误差，使提供给飞行员的空速更加精准，保证了飞行安全，降低了空速系统的本身的设计安装要求。
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公开(公告)号：CN119239966A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411434257.8
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D43/02
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，尤其涉及一种通过气动攻角修正直升机指示空速的方法。包括：S1，在直升机上加装测量气动攻角和指示空速的前置杆；S2，选定平飞状态下对前置杆的指示空速进行校准，得到前置杆的指示空速和校准空速的关系曲线；S3，选定爬升和下滑状态，获取前置杆测试的气动攻角AOA；根据S2获得的前置杆的指示空速与校准空速的关系曲线，获得爬升和下降状态的校准空速，继而得到爬升和下滑状态的指示空速误差，指示空速误差为校准空速与机上指示空速的差值；S4，获取爬升下滑过程的真速度TAS、升降速度Vz，初步计算直升机的理论气动攻角AOA1；S5，根据步骤4计算的理论气动攻角AOA1和步骤3得到的实测不同气动攻角对应的指示空速误差关系曲线，根据理论气动攻角AOA1对应的指示空速误差修正机上指示空速。
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公开(公告)号：CN112182752B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202011020360.X
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开了一种直升机飞行姿态预测方法，包括以下步骤：建立直升机旋翼尾迹形状模型，并定义干扰强度系数，建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型；计算直升机尾迹角，并计算气动中心到桨尖轨迹平面的距离，结果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游还是下游；基于计算得到的尾迹角和桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标，判断气动中心的相对站位，结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数，进而计算平尾气动中心在各种飞行状态下所受到的干扰诱导速度，求出直升机平尾受到的气动载荷，通过气动载荷进一步预测直升机俯仰的飞行姿态。本方法计算简单便捷，有效提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN112182752A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020360.X
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开了一种直升机飞行姿态预测方法，包括以下步骤：建立直升机旋翼尾迹形状模型，并定义干扰强度系数，建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型；计算直升机尾迹角，并计算气动中心到桨尖轨迹平面的距离，结果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游还是下游；基于计算得到的尾迹角和桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标，判断气动中心的相对站位，结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数，进而计算平尾气动中心在各种飞行状态下所受到的干扰诱导速度，求出直升机平尾受到的气动载荷，通过气动载荷进一步预测直升机俯仰的飞行姿态。本方法计算简单便捷，有效提高了计算效率。
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