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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：CN112141350B
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202011020463.6
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机地面开车方法，包括：在分析确定直升机地慢转速的前提下，计算地慢转速时发动机的最小输出功率，计算分析在不同总距下全机的需用功率，通过对比输出功率和需用功率，确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值；在直升机地慢开车时，在地慢状态下，将总距提到相应位置，使得地慢运转时的全机功率输入输出平衡；在发动机从地慢到飞慢过程中，将总距放低，降低需用功率，从而完成地面开车流程。本发明方法可以有效地避免在直升机地慢运转中由于发动机输出功率和旋翼系统吸收功率不匹配可能对发动机和直升机造成损伤。
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公开(公告)号：CN114115343A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111381841.8
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种直升机转弯最短收敛距离获取方法和装置，该方法包括：确定载机的转向角度θ；根据载机的飞行速度V和载机左右转弯的最大坡度角β，采用公式确定载机左转弯的最小半径RL和右转弯的最小半径RR；g为重力加速度；根据载机的转向角度θ、左转弯的最小半径RL和右转弯的最小半径RR，采用公式确定直升机转弯最短收敛距离L1。根据最短收敛距离可以提升航路规划精度，特别在进行搜救等任务规划时，可以制定精准的路线规划，有效提高搜索密度和精度，缩短飞行时间，提升搜救效能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112141350A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202011020463.6
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机地面开车方法，包括：在分析确定直升机地慢转速的前提下，计算地慢转速时发动机的最小输出功率，计算分析在不同总距下全机的需用功率，通过对比输出功率和需用功率，确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值；在直升机地慢开车时，在地慢状态下，将总距提到相应位置，使得地慢运转时的全机功率输入输出平衡；在发动机从地慢到飞慢过程中，将总距放低，降低需用功率，从而完成地面开车流程。本发明方法可以有效地避免在直升机地慢运转中由于发动机输出功率和旋翼系统吸收功率不匹配可能对发动机和直升机造成损伤。
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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：CN114115343B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202111381841.8
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种直升机转弯最短收敛距离获取方法和装置，该方法包括：确定载机的转向角度θ；根据载机的飞行速度V和载机左右转弯的最大坡度角β，采用公式确定载机左转弯的最小半径RL和右转弯的最小半径RR；g为重力加速度；根据载机的转向角度θ、左转弯的最小半径RL和右转弯的最小半径RR，采用公式确定直升机转弯最短收敛距离L1。根据最短收敛距离可以提升航路规划精度，特别在进行搜救等任务规划时，可以制定精准的路线规划，有效提高搜索密度和精度，缩短飞行时间，提升搜救效能。
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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：CN115712954A
公开(公告)日：2023-02-24
申请号：CN202211451831.1
申请日：2022-11-18
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机设计技术领域，公开了一种直升机主尾桨功率分配计算方法，先计算直升机的主减输入功率，再使用脚蹬位移来计算尾桨功率，然后由直升机的主减输入功率减去尾桨功率和附件消耗功率来得到主旋翼功率。本发明可以计算直升机不同飞行状态的主旋翼功率和尾桨功率，包括可以计算瞬时机动状态，且计算误差小，显然解决了目前的计算方法只能计算直升机稳定状态下主旋翼功率和尾桨功率的弊端，大大提升了对直升机主旋翼功率和尾桨功率的监控力度，并且通过获得更多的瞬时机动状态数据能够进一步提升对直升机的设计能力，还给出了主旋翼功率和尾桨功率数值超过相应最大输出功率的限制的异常告警方法，能够更加有效地保障直升机的飞行安全。
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