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公开(公告)号：CN114417492B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202111382246.6
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供一种直升机平飞性能试飞方法和装置，该方法包括：确定描述速度‑扭矩曲线的多项式#imgabs0#的级数n；根据级数n和最大参考速度Vpef，确定试飞速度点集合；试飞，获取各试飞速度点对应的扭矩；根据各试飞速度点对应的扭矩，获取所述多项式中各项的系数，得到速度‑扭矩曲线；其中，k为从0至n的整数，x指示速度，f(x)指示扭矩；a(k)为多项式中各项的系数，#imgabs1#根据魏尔施特拉斯逼近定理，采用一种级数逼近的方法对平飞速度‑扭矩连续函数曲线进行了函数逼近，只需通过少数个速度点的试飞，就可以高精度的确定平飞速度‑扭矩曲线，大量节约了试飞的时间成本和费用成本。
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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：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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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：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：CN114417492A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111382246.6
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供一种直升机平飞性能试飞方法和装置，该方法包括：确定描述速度‑扭矩曲线的多项式的级数n；根据级数n和最大参考速度Vpef，确定试飞速度点集合；试飞，获取各试飞速度点对应的扭矩；根据各试飞速度点对应的扭矩，获取所述多项式中各项的系数，得到速度‑扭矩曲线；其中，k为从0至n的整数，x指示速度，f(x)指示扭矩；a(k)为多项式中各项的系数，根据魏尔施特拉斯逼近定理，采用一种级数逼近的方法对平飞速度‑扭矩连续函数曲线进行了函数逼近，只需通过少数个速度点的试飞，就可以高精度的确定平飞速度‑扭矩曲线，大量节约了试飞的时间成本和费用成本。
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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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