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

Inventor： 李杰 ,  殷士辉 ,  徐玉貌 ,  杨志强 ,  邱良军 ,  张云鹤

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。

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

Inventor： 邱良军 ,  张志铭 ,  周灵玲 ,  徐玉貌 ,  张泽

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。

公开(公告)号：CN117184435A

公开(公告)日：2023-12-08

申请号：CN202311031933.2

申请日：2023-08-16

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 徐朝梁 ,  邱良军 ,  陈瑞 ,  刘文琦 ,  张威 ,  周灵铃 ,  张志铭 ,  徐玉貌

IPC: B64F5/00

Abstract: 本发明属于直升机总体设计领域，涉及一种基于自转着陆能力的旋翼转动惯量设计方法。本发明方法建立了描述多发直升机自转着陆安全特性的特征量“自转特征时间”，并给出“自转特征时间”的设计目标，从而确定多发直升机自转着陆安全特性与旋翼转动惯量之间的关系，给出了旋翼转动惯量设计目标的理论公式和设计方法。本发明的设计方法能够在直升机总体设计阶段即可根据直升机目标取证条件，完成旋翼转动惯量目标设计，并判断当前总体技术方案的自转着陆安全特性是否能够满足目标取证条件下的适航要求，完成自转着陆安全特性收益与旋翼系统重量之间的权衡。

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

Inventor： 周灵玲 ,  邱良军 ,  张志铭 ,  徐玉貌 ,  李云航

IPC: B64F5/00 ,  B64F5/60

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。

公开(公告)号：CN112052532A

公开(公告)日：2020-12-08

申请号：CN202011028847.2

申请日：2020-09-25

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 陈瑞 ,  吴文敏 ,  徐玉貌 ,  徐朝梁 ,  刘文琦

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F119/02

Abstract: 本发明属于直升机设计技术领域，公开了一种直升机干运转功率谱设计方法。包括：在直升机主减速器出现润滑故障时，确定直升机的三种飞行状态；确定直升机的三种飞行状态中每种飞行状态的飞行参数；根据每种飞行状态的飞行参数确定该种飞行状态对应的飞行性能计算模型；根据每种飞行状态对应的飞行性能计算模型计算对应飞行状态下主减速器、主桨叶、尾桨叶的需用功率；从而三种飞行状态下主减速器、主桨叶、尾桨叶的需用功率作为直升机干运转功率谱，保障滑油故障主减速器干运转时继续飞行的能力，提升直升机的安全性。

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

Inventor： 黄启斌 ,  胡士媛 ,  徐玉貌 ,  孟胜学 ,  李杰

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。

公开(公告)号：CN104657529A

公开(公告)日：2015-05-27

申请号：CN201310598251.X

申请日：2013-11-25

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 邱良军 ,  徐玉貌

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明属于直升机设计技术领域，特别是涉及一种从飞行性能角度进行直升机气动布局参数设计的方法。本发明通过改进粒子群算法和气动布局参数设计流程，与传统方法给出几个推荐参数组合不同，能够由给定的飞行性能目标，得到气动布局参数的一个可行区域，在这个区域内选择和修改的气动布局参数组合，使得所得飞行性能不低于目标。

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

Inventor： 张志铭 ,  邱良军 ,  周灵玲 ,  陈瑞 ,  徐玉貌 ,  孟胜学

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。

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

Inventor： 吕雨竹 ,  万海明 ,  殷士辉 ,  徐玉貌

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/15 ,  G06F17/18 ,  G06F17/16 ,  G06F17/11 ,  G06F111/04

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。

公开(公告)号：CN108045589B

公开(公告)日：2018-12-11

申请号：CN201711247044.4

申请日：2017-12-01

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 周灵玲 ,  胡士媛 ,  徐玉貌 ,  邱良军 ,  李杰

IPC: B64D43/02

Abstract: 本发明涉及直升机告警系统设计领域，特别涉及一种直升机VNE告警方法，包括如下步骤：判断是否处于有动力状态；判断在有动力状态下的密度高度；计算得到有动力状态下的不可超越速度；计算得到有动力状态下的不可超越速度；判断在无动力状态下的密度高度；计算得到无动力状态下的不可超越速度；计算得到无动力状态下的不可超越速度；对计算得到的不可超越速度进行判断，从而发出第一告警信号或发出第二告警信号。本发明的直升机VNE告警方法，根据直升机在飞行过程中发动机是否正常工作，将VNE分为有动力VNE和无动力VNE，同时自动计算VNE随着大气环境和飞行重量的影响变化，实现动态VNE音色告警，方便不同飞行状态下飞行员进行大速度飞行时安全性判断。