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公开(公告)号：CN119443229A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411438385.X
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于知识工程技术领域，公开了一种基于Ames im的元件模型和系统模型存储及知识集成方法，其特征在于：步骤如下：步骤一：配置存储数据库地址，用户信息，以及工作目录；步骤二：建立元件库和系统库，上传元件模型和系统模型至相应的库；步骤三：将保存在元件库和系统库中的元件模型和系统模型导入AMESim；步骤四：将元件模型和系统模型与知识相关联。
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公开(公告)号：CN114180076B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111382519.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D31/00
Abstract: 本申请提供一种复合推力构型直升机/发动机综合控制系统及方法，所述方法包括：采集直升机的大气压力P、大气温度T、前飞速度v和旋翼桨距clp、根据前飞速度v确定旋翼/推力桨的目标转速Rnp；根据直升机旋翼负载特性，得到大气压力P、大气温度T、前飞速度v、旋翼桨距clp、目标转速Rnp与旋翼需用功率P1的对应关系：P1＝f1(clp，Rnp，v)·g1(P，T)；根据直升机推力桨负载特性，得到大气压力P、大气温度T、前飞速度v、推力桨距cla、目标转速Rnp与推力桨需用功率P2的对应关系：P2＝f2(cla，Rnp，v)·g2(P，T)；根据传动系统及相关附件工作特性，可以得到传动附件功率损失P3；根据公式Preq＝P1+P2+P3，计算发动机功率负载Preq。
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公开(公告)号：CN115730441A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211460338.6
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种运输类旋翼航空器不可用燃油量适航符合性验证方法，包括下述步骤：步骤1.对航空器进行仿真，得到仿真状态下的不可用燃油量；步骤2.对航空器进行试验室试验，得到试验状态下的不可用燃油量；利用试验状态下的不可用燃油量校核仿真状态下的不可用燃油量，确保仿真值≥试验值；步骤3.对航空器进行试飞，得到试飞状态下的不可用燃油量；利用试飞状态下的不可用燃油量校核仿真状态下的不可用燃油量，确保仿真值≥试飞值；步骤4.确定满足步骤2、3条件的仿真值为最终不可用燃油量。本发明对于运输类旋翼航空器适航取证具有很强的指导性，能够有效地验证运输类旋翼航空器不可用燃油量。
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公开(公告)号：CN115828671A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211439986.3
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G01N19/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种防砂装置性能的计算方法及装置，方法包括：步骤1：通过涡旋管面板模型测压试验，获得不同速度V下的压力测量数据ΔP1，步骤2：根据所述V和ΔP，利用公式ΔP＝av2+bv，得到系数a和系数b；步骤3利用公式和ΔP＝av2+bv关于V的对应关系，计算得到粘性阻力系数和惯性阻力系数C；步骤4：将粘性阻力系数和惯性阻力系数C输入涡旋管面板的计算模型并进行仿真，得到压力仿真数据ΔP2，根据压力仿真数据ΔP2微调粘性阻力系数和惯性阻力系数C，以使得计算模型中的压力测量数据ΔP接近于涡旋管面板的真实压损；步骤5：将粘性阻力系数和惯性阻力系数C，带入防砂装置计算模型进行仿真计算，获取防砂装置的性能数据。
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公开(公告)号：CN115709805A
公开(公告)日：2023-02-24
申请号：CN202211440020.1
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D33/02
Abstract: 本申请提供一种多功能进气道，所示多功能进气道包括多功能进气道1和可调挡板2，所述多功能进气道1包括进气通道101，主流通道102，排砂通道103、进气道框体104和隔板105，可调挡板2包括出流口201、支撑及控制机构202、支撑及控制机构202，其中：进气道框体104为两端开口的腔体结构，隔板105沿水平方向设置在进气道框体104出口端靠近上端面的位置，进气道框体104内的入口端为进气通道101，进气道框体104内的出口端上端面与隔板105之间为排砂通道103，进气道框体104内的出口端下端面与隔板105之间为主流通道102。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114180076A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111382519.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D31/00
Abstract: 本申请提供一种复合推力构型直升机/发动机综合控制系统及方法，所述方法包括：采集直升机的大气压力P、大气温度T、前飞速度v和旋翼桨距clp、根据前飞速度v确定旋翼/推力桨的目标转速Rnp；根据直升机旋翼负载特性，得到大气压力P、大气温度T、前飞速度v、旋翼桨距clp、目标转速Rnp与旋翼需用功率P1的对应关系：P1＝f1(clp，Rnp，v)·g1(P，T)；根据直升机推力桨负载特性，得到大气压力P、大气温度T、前飞速度v、推力桨距cla、目标转速Rnp与推力桨需用功率P2的对应关系：P2＝f2(cla，Rnp，v)·g2(P，T)；根据传动系统及相关附件工作特性，可以得到传动附件功率损失P3；根据公式Preq＝P1+P2+P3，计算发动机功率负载Preq。
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公开(公告)号：CN110702419B
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN201910965670.X
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于民用直升机发动机进气系统进气系统防冰验证技术领域，公开了一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法，包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中，能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。
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公开(公告)号：CN115892485A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211460228.X
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D33/02
Abstract: 本申请提供一种可防冰的变管径砂尘分离模块，变管径砂尘分离模块1包括防冰结构2、模块框架3以及涡旋管阵列4，所述防冰结构2包括防冰曲面201和侧板202，其中：模块框架3为空腔结构，模块框架3的上端开口，模块框架3上设置有防冰结构2，模块框架3内沿竖直方向设置有涡旋管阵列4，所述涡旋管阵列4包括N个涡旋管；所述防冰曲面201为具有光滑曲率外形的曲面结构，防冰曲面201的投影完全覆盖在涡旋管阵列4的正上方，防冰曲面201的投影面积与涡旋管阵列4入口平面面积相同；防冰曲面201的两侧分别设置侧板202；防冰曲面201的一边设置在模块框架3上端的后边、两个侧板202的水平方向直角边分别设置在模块框架3上端的两个侧边。
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公开(公告)号：CN113928574A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111381876.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机冷却系统的热交换器，包括：壳体；芯体，设置在所述壳体内；冷边进出口组件，设置在所述壳体的两端，用于冷边流体流入或流出所述芯体，并携带走热边流体的热量；热边进出口组件，设置在所述壳体的顶部或底部，用于所述热边流体流入所述壳体与所述芯体之间的通道，或从所述通道流出；本发明提出的一种热交换器，外廓尺寸小、重量轻，将热交换器芯体设计为圆柱空心结构，并放置于壳体内部，冷热流体工作时形成逆流换热方式，提升了换热效率。
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公开(公告)号：CN110702419A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910965670.X
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于民用直升机发动机进气系统进气系统防冰验证技术领域，公开了一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法，包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中，能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。
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