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公开(公告)号：CN109543270A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811354722.1
申请日：2018-11-14
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本申请提供了一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法，属于直升机飞行控制设计技术领域。所述动力舱翼型件设置在直升机背部动力舱排气口后部，用于至少部分地阻挡由动力舱排气口向尾翼方向流动的气流，该申请在直升机背部动力舱排气口后部增加动力舱翼型件，并对带动力舱翼型件的直升机进行涡流尾流气动干扰风洞试验，不断修改动力舱翼型件，最后进行试飞，以确定动力舱翼型件的实施效果。本发明提出的解决尾颤的动力舱翼型件及其研制程序，能够有效降低动力舱排出的气体对尾翼的影响，对单旋翼带尾桨构型直升机尾颤问题解决具有重要参考作用。
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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：CN119551210A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411434281.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于航空器适航验证技术领域，尤其涉及一种民用直升机仪表纵向静稳定性验证试飞方法。包括：S1，确定驾驶杆的纵向操纵杆力与纵向操纵位置之间的关系；S2，通过飞行试验验证直升机加速段的纵向操纵杆力梯度；S3，通过飞行试验验证直升机减速段的纵向操纵杆力梯度；S4，通过飞行试验验证直升机加速段的配平速度恢复特性；S5，通过飞行试验验证直升机减速段的配平速度恢复特性。
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公开(公告)号：CN119348827A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411434372.5
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空器救援技术领域，尤其涉及一种直升机上使用的空中救援装置、救援方法及旋翼飞行器，包括至少四个电驱动涵道风扇及电机、朝向调节云台、上中继挂钩、下中继挂钩、反扭套索；所述朝向调节云台由固定转轴和套在所述固定转轴上的活动轴组成；在所述朝向调节云台的左右两侧对称布置电驱动涵道风扇及电机；在所述朝向调节云台的上下两侧分别固定连接上中继挂钩、下中继挂钩；在所述朝向调节云台的固定转轴的左右两侧上设置反扭套索。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119239978A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411434293.4
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机水平测量技术领域，尤其涉及一种直升机机身水平测量点安装误差消除方法。机身水平测量点共十一个，其中八个对称位于机身两侧，其余三个位于机身底部Y0轴线，所述方法包括：S1，在部装型架上确定机身两个水平测量点，通过电子水平仪和部装型架上已确定的两个水平测量点进行校准得到其余六个水平测量点的位置；S2，在部装型架上确定机身底部两个Y0轴线上的螺栓孔，记为标记点A和标记点B，通过机身校准得到标记点C。通过上述水平测量点安装误差消除方法，将大大提高水平测量点在机身上的安装精度，消除了安装误差，提高了水平测量项测量结果的精度，保证了水平测量结果的可靠性。
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公开(公告)号：CN117550091A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311507492.9
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本申请提供一种直升机旋翼桨叶及其间隙适航符合性验证方法，步骤1：根据旋翼桨叶挥舞运动和机身姿态分析，确定危险结构部位；步骤2：针对危险结构部位，对直升机在大风条件下旋翼启停过程中的桨叶间隙情况进行试验验证，获得大风启停桨叶间隙试验结果；步骤3：针对危险结构部位，对直升机在飞行中典型机动状态下的桨叶间隙情况进行试飞验证，获得典型机动状态桨叶间隙试飞结果；步骤4：根据大风启停试验结果和飞行中典型机动状态试飞结果，确定桨叶与结构其他部分之间有足够的间隙，能够防止在任何工作状态下桨叶碰撞结构的任何部分。
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公开(公告)号：CN109543270B
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN201811354722.1
申请日：2018-11-14
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种直升机动力舱翼型件及气动外形设计方法，属于直升机飞行控制设计技术领域。所述动力舱翼型件设置在直升机背部动力舱排气口后部，用于至少部分地阻挡由动力舱排气口向尾翼方向流动的气流，该申请在直升机背部动力舱排气口后部增加动力舱翼型件，并对带动力舱翼型件的直升机进行涡流尾流气动干扰风洞试验，不断修改动力舱翼型件，最后进行试飞，以确定动力舱翼型件的实施效果。本发明提出的解决尾颤的动力舱翼型件及其研制程序，能够有效降低动力舱排出的气体对尾翼的影响，对单旋翼带尾桨构型直升机尾颤问题解决具有重要参考作用。
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