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公开(公告)号：CN108061659B
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201711247042.5
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M15/04
Abstract: 本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种发动机安装损失估算方法；估算方法包括如下步骤：获取台架的压气机转速、发动机功率以及涡轮前温度；对上述数据进行标准化处理；根据发动机特性选择一次函数或分段函数对标准化后的NgN、PwN、ITTN以及PwN之间进行拟合；获取直升机任何稳定飞行状态下的测试旋翼转速、测试压气机转速、测试涡轮前温度、扭矩百分比、测试压力高度以及测试大气温度；得到测试发动机功率；对上步骤参数进行标准化处理；得到如下发动机功率安装损失。本发明的发动机安装损失估算方法，能够对直升机发动机安装损失进行评估，将发动机的可用功率得到精确化，从而能够对当前发动机状态进行准确评估，进而规避飞行风险。
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公开(公告)号：CN112173137A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020372.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种直升机降温进气道，包括：管状的进气道，在进气道的外部包裹有蒙皮，蒙皮与进气道外壁之间存在间腔；所述进气道内部靠近入口一侧设置有多个降温导流片，降温导流片沿平行于进气道轴线的方向间隔布设，且相互平行；所述降温导流片包括气流导引片，气流导引片上分布有冷却剂导管、涡流发生器及雾化喷口，冷却剂导管与所述涡流发生器连接；所述进气道的入口内部沿圆周方向设置有降温剂导管，降温剂导管上分布有雾化喷管。本发明结构可以使得直升机发动机进气温度降低，发动机吸入气流的密度增大，达到提升发动机功率的目的。
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公开(公告)号：CN108061659A
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201711247042.5
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M15/04
Abstract: 本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种发动机安装损失估算方法；估算方法包括如下步骤：获取台架的压气机转速、发动机功率以及涡轮前温度；对上述数据进行标准化处理；根据发动机特性选择一次函数或分段函数对标准化后的NgN、PwN、ITTN以及PwN之间进行拟合；获取直升机任何稳定飞行状态下的测试旋翼转速、测试压气机转速、测试涡轮前温度、扭矩百分比、测试压力高度以及测试大气温度；得到测试发动机功率；对上步骤参数进行标准化处理；得到如下发动机功率安装损失。本发明的发动机安装损失估算方法，能够对直升机发动机安装损失进行评估，将发动机的可用功率得到精确化，从而能够对当前发动机状态进行准确评估，进而规避飞行风险。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111504341B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202010363879.1
申请日：2020-04-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机飞行状态识别技术领域，涉及一种直升机飞行状态识别方法；所述的直升机飞行状态识别方法利用飞行状态识别逻辑树判断直升机的飞行状态，所述的飞行状态识别逻辑树利用以下飞行参数进行实时判断：压力高度、大气温度、指示空速、GPS北向速度、GPS东向速度、磁航向角、离地高度、离地零点、滚转角、发动机扭矩、发动机台数、垂向过载。基于本发明的识别方法进行状态显示，将不同的飞行状态通过不同的底色进行显示，可方便用户快速识别直升机的飞行状态，具有实时、准确、方便等优点。
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公开(公告)号：CN111504341A
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN202010363879.1
申请日：2020-04-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机飞行状态识别技术领域，涉及一种直升机飞行状态识别方法；所述的直升机飞行状态识别方法利用飞行状态识别逻辑树判断直升机的飞行状态，所述的飞行状态识别逻辑树利用以下飞行参数进行实时判断：压力高度、大气温度、指示空速、GPS北向速度、GPS东向速度、磁航向角、离地高度、离地零点、滚转角、发动机扭矩、发动机台数、垂向过载。基于本发明的识别方法进行状态显示，将不同的飞行状态通过不同的底色进行显示，可方便用户快速识别直升机的飞行状态，具有实时、准确、方便等优点。
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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：CN115828417A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211442456.4
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种分布式双涵道电动尾桨参数设计选择方法，包括下述步骤：步骤一：确定尾桨设计准则；步骤二：基于尾桨设计准则确定单个涵道尾桨最大拉力需求；步骤三：基于单个涵道尾桨最大拉力需求，对单个涵道尾桨总体参数进行设计；所述的单个涵道尾桨总体参数包括桨叶片数、尾桨直径、实度；步骤四：基于单个涵道尾桨总体参数确定尾桨转速范围；基于最大拉力需求及尾桨转速范围确定固定尾桨距参数。本发明可将常规单旋翼带尾桨构型直升机改为双涵道电动尾桨直升机，可以大大提升直升机飞行安全性。
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公开(公告)号：CN112173137B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202011020372.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种直升机降温进气道，包括：管状的进气道，在进气道的外部包裹有蒙皮，蒙皮与进气道外壁之间存在间腔；所述进气道内部靠近入口一侧设置有多个降温导流片，降温导流片沿平行于进气道轴线的方向间隔布设，且相互平行；所述降温导流片包括气流导引片，气流导引片上分布有冷却剂导管、涡流发生器及雾化喷口，冷却剂导管与所述涡流发生器连接；所述进气道的入口内部沿圆周方向设置有降温剂导管，降温剂导管上分布有雾化喷管。本发明结构可以使得直升机发动机进气温度降低，发动机吸入气流的密度增大，达到提升发动机功率的目的。
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