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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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公开(公告)号：CN104691748A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310646005.7
申请日：2013-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Inventor： 邱良军
Abstract: 本发明提供一种炮射无人直升机及其展开方法，提高无人机的突防和战场生存能力。本发明的技术方案包括：无人机本体，所述无人机本体尾部连接主旋翼转动轴和尾翼转动轴，所述主旋翼转动轴沿轴向开有贯穿孔，主旋翼转动轴通过主旋翼桨毂与主旋翼连接，尾翼转动轴与主旋翼转动轴同心，所述尾翼转动轴穿过主旋翼转动轴的轴向贯穿孔后，通过尾翼桨毂与尾翼连接，所述尾翼转动轴与主旋翼转动轴转动方向相反。
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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
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。
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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
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。
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Patent Agency Ranking
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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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：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
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。
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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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