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公开(公告)号：CN110826153A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911228013.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机飞行动力学与飞行载荷技术领域，公开了一种应用于直升机水中稳定性计算的水作用力模拟方法，包括：S1，建立直升机与气囊的有限元模型，有限元模型由多个网格组成；S2，建立该网格对应的等效水域函数，所述等效水域函数与该网格阻尼系数相关的函数；S3，采用该网格对应的等效水域函数模拟水粒子对该网格的作用力；将水域对直升机的作用通过直接施加压力的方式加载在机身的有限元单元上，同时添加阻尼使位移计算迅速收敛。通过此种方法建立等效水域，能够减少带柔性气囊直升机在水中横向稳定性计算的时间，大幅度提高计算效率。
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公开(公告)号：CN107992070A
公开(公告)日：2018-05-04
申请号：CN201711254304.0
申请日：2017-12-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及一种倾转旋翼飞行器过渡模式自动实现方法，通过将倾转旋翼飞行器视为刚体，并建立所述倾转旋翼飞行器的飞行动力学模型；之后根据倾转旋翼飞行器的倾转模式飞行特点，将姿态控制问题简化为纵向俯仰角控制，将轨迹控制问题转化为速度和高度控制，从而实现倾转旋翼飞行器过渡模式的自动控制。本发明的倾转旋翼飞行器过渡模式自动实现方法采用非线性控制理论设计倾转模式的飞行控制律，利用扩张状态观测器对系统解耦，并对系统不确定部分进行估计，使整个系统鲁棒性能与控制性能均得到了保证，可提升倾转模式的飞行安全。通过开展倾转旋翼机倾转飞行模式自动实现方法的设计，可为倾转旋翼机的总体设计提供相应的技术支撑。
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公开(公告)号：CN115892460A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211442586.8
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所 , 江西神州六合直升机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及飞行器结构设计技术领域，公开了一种分布式多旋翼倾转机翼飞行器及飞行控制方法；所述分布式多旋翼倾转机翼飞行器包括机身、前机翼、后机翼、垂直尾翼、至少8套动力系统、2套倾转机构和襟/副翼；本发明通过倾转机翼机构控制飞行器的飞行模式，包括多旋翼垂直模式、固定翼高速巡航模式、倾转过渡任务模式，实现飞行器长航程、大前飞速度、高有效载荷的性能提升；通过分布式的旋翼和固定翼模式下的控制面融合设计，完成不同模式下的控制切换，实现不同模式下的控制最佳配置；采用分布式动力系统，拥有极高的动力冗余，在部分动力失效或控制面卡制、破损等情况下仍可安全执行任务，有利于个体飞行器的生存及性能提升。
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公开(公告)号：CN108846225A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810677942.1
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种应用于直升机水上迫降的SPH波浪模拟方法，属于直升机仿真实验技术领域，其包括：根据波浪形状给定典型波浪的波形，所述波形包括前行波和驻波；根据波形求出有浪水域内各质点的参数，所述参数包括速度、加速度和压强。本发明的应用于直升机水上迫降的SPH波浪模拟方法，根据水动力学规律，直接计算出波浪水域各处水粒子的运动和动力学参数，而无需耗时的预先造波计算，如此既能达到推板造波的效果，又能极大的降低计算消耗时间。
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公开(公告)号：CN119225173A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411220304.9
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及一种直升机自适应命令滤波反步跟踪控制律设计方法，首先将直升机动力学模型分解成多个带有不确定性的严格反馈系统，然后利用反步法设计控制器，采用混合命令滤波器解决反步的计算爆炸问题，并引入滤波补偿机制。另外，模型中不确定的部分采用神经网络进行逼近，网络参数采用自适应律在线更新。最后，设计李雅普诺夫函数证明方法的有效性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109359422A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811364055.5
申请日：2018-11-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种动态涡环尾迹模型的伪隐形推进获取方法，所述伪隐形推进获取方法包括；按照涡环单元生成方式获得涡环单元 小角标1表示第一个涡环的状态，上角标l+1表示推进次数；根据涡环单元 按照伪隐形推进格式依次更新获得涡环尾迹。本申请的动态涡环尾迹模型的伪隐形推进获取方法在进行涡环单元尾迹模型的迭代过程中可以大大提高模型的计算效率。
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公开(公告)号：CN117585151A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311486548.7
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器飞行力学与飞行控制领域，尤其涉及一种分布式过驱动倾转机翼飞行器操纵策略分析方法。包括以下步骤：步骤一：确定舵面分配方案；舵面分配方案基于最小控制能量融合方法确定；不考虑飞行器飞行条件，认为多个气动舵面的控制始终是联动的，为了充分发挥多个气动舵面联动的效能，采用加权最小控制能量的原则来分配操纵输入，以达到在同样的操纵输入下，尽量使用效率高权限大的舵面，尽量不使用效率低权限小的操纵，最后使得所有的舵面偏角尽量小。步骤二：确定襟副翼偏置方案；步骤三：计算升力桨转速。
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公开(公告)号：CN108090262B
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN201711256507.3
申请日：2017-12-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/25 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于SPH理论直升机着水载荷计算的粒子对构建方法，其包括：步骤一：建立水域背景网格，网格长度为kl+△；步骤二：设定△的上限值，用于防止引人错误粒子对；步骤三：根据水流动的物理规律，设定△的下限值。本发明的基于SPH理论直升机着水载荷计算的粒子对构建方法只需要在运算过程中增加简单的判断语句即可实现，工作量很小、且计算准确。
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公开(公告)号：CN117520167A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311483570.6
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F11/36
Abstract: 本发明属于软件测试技术领域，具体涉及一种计算分析程序的自动化测试装置及运行方法。本发明基于测试框架和测试夹具，通过在测试夹具加载待测试模型，基于加载待测模型的相应测试夹具类型声明，使用用例生成器，基于模型输入文件和模型校验文件，生成测试用例，并在测试用例中加载模型输入和结果校验数据，最终使用测试框架自动化驱动整个测试过程，生成测试结果数据，基于测试结果数据可视化程序加载模型可视化脚本，形成图形化测试报告。该装置解决了基于模型的计算分析程序测试用例编写复杂，测试手段少，测试输出难以阅读的问题，提供了一种规范化的、高效的自动化测试技术装置，为基于模型的计算分析程序提供测试手段、提升测试效果和效率。
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公开(公告)号：CN109359422B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN201811364055.5
申请日：2018-11-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种动态涡环尾迹模型的伪隐形推进获取方法，所述伪隐形推进获取方法包括；按照涡环单元生成方式获得涡环单元小角标1表示第一个涡环的状态，上角标l+1表示推进次数；根据涡环单元按照伪隐形推进格式依次更新获得涡环尾迹。本申请的动态涡环尾迹模型的伪隐形推进获取方法在进行涡环单元尾迹模型的迭代过程中可以大大提高模型的计算效率。
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