公开(公告)号：CN112182753A

公开(公告)日：2021-01-05

申请号：CN202011020383.0

申请日：2020-09-25

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 刘毅 ,  苏小恒 ,  刘宝方 ,  孙强 ,  马成江 ,  万海明

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20

Abstract: 本发明公开了一种倾转旋翼直升机操纵解耦设计方法，包括：制定倾转旋翼机的初始纵向操纵策略，建立倾转旋翼直升机部件的气动力和力矩模型和重力模型，基于六自由度运动方程，得到非线性微分方程组；根据所述非线性微分方程组，选取旋翼偏转角在间隔取值下，求解倾转旋翼直升机最大速度的飞行配平操纵量以及所需发动机功率，并建立不同旋翼偏转角下的最大平飞速度配平结果表，并确定新的纵向操纵策略；基于新的纵向操纵策略，确定新的平飞速度配平结果表；在该表中选取不同旋翼偏转角下相同的驾驶杆纵向操纵量对应的旋翼总桨距，基于此确定旋翼偏转角与旋翼总桨距之间解耦系数；根据该解耦系数，计算总距随旋翼倾角的变化，由此求解旋翼总桨距。

公开(公告)号：CN105260566B

公开(公告)日：2018-09-07

申请号：CN201510745063.4

申请日：2015-11-04

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 马成江 ,  殷士辉 ,  万海明 ,  孙强 ,  徐瑞红

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种直升机操纵解耦设计方法，涉及直升机技术领域。所述直升机解耦设计方法包含以下步骤：步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组；步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；步骤五：飞行试验。本发明的优点在于：在飞行过程中，仅需要拉动总距即可自动调整尾桨拉力及横向配平。提高了操纵修正的精度，减少了飞行员的工作量，降低直升机驾驶技巧要求。

公开(公告)号：CN112182753B

公开(公告)日：2022-09-06

申请号：CN202011020383.0

申请日：2020-09-25

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 刘毅 ,  苏小恒 ,  刘宝方 ,  孙强 ,  马成江 ,  万海明

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20

Abstract: 本发明公开了一种倾转旋翼直升机操纵解耦设计方法，包括：制定倾转旋翼机的初始纵向操纵策略，建立倾转旋翼直升机部件的气动力和力矩模型和重力模型，基于六自由度运动方程，得到非线性微分方程组；根据所述非线性微分方程组，选取旋翼偏转角在间隔取值下，求解倾转旋翼直升机最大速度的飞行配平操纵量以及所需发动机功率，并建立不同旋翼偏转角下的最大平飞速度配平结果表，并确定新的纵向操纵策略；基于新的纵向操纵策略，确定新的平飞速度配平结果表；在该表中选取不同旋翼偏转角下相同的驾驶杆纵向操纵量对应的旋翼总桨距，基于此确定旋翼偏转角与旋翼总桨距之间解耦系数；根据该解耦系数，计算总距随旋翼倾角的变化，由此求解旋翼总桨距。

公开(公告)号：CN105260566A

公开(公告)日：2016-01-20

申请号：CN201510745063.4

申请日：2015-11-04

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 马成江 ,  殷士辉 ,  万海明 ,  孙强 ,  徐瑞红

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种直升机操纵解耦设计方法，涉及直升机技术领域。所述直升机解耦设计方法包含以下步骤：步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组；步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；步骤五：飞行试验。本发明的优点在于：在飞行过程中，仅需要拉动总距即可自动调整尾桨拉力及横向配平。提高了操纵修正的精度，减少了飞行员的工作量，降低直升机驾驶技巧要求。

公开(公告)号：CN201604804U

公开(公告)日：2010-10-13

申请号：CN200920270305.9

申请日：2009-11-30

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 李周 ,  黄钦儿 ,  郭俊贤 ,  陈国华 ,  马成江

IPC: B64F1/04

Abstract: 本实用新型属于航空地面保障技术，涉及对直升机牵引杆的改进。它包括主杆[1]、两根斜撑杆[2]、T形横梁[3]、两个牵引钩[4]和两个行走轮[5]，其特征在于，在T形横梁[3]的水平臂上固定有导轨[6]，在牵引钩[4]的后端有导向槽[7]，导向槽[7]套在导轨[6]上，通过螺栓固定在T形横梁[3]上。本实用新型提高了牵引杆的通用性，减少了地面保障设备的种类和数量，减少了飞行准备时间。

公开(公告)号：CN201604803U

公开(公告)日：2010-10-13

申请号：CN200920270304.4

申请日：2009-11-30

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 李周 ,  黄钦儿 ,  郭俊贤 ,  陈国华 ,  马成江

IPC: B64F1/04

Abstract: 本实用新型属于航空地面保障技术，涉及对直升机牵引杆牵引钩的改进设备。它由承力板[1]、盖板、摇臂[2]、摇臂轴[3]、卡销[4]、弹簧[5]和钢丝[6]组成；承力板[1]的外形轮廓由后边缘[1a]、上边缘[1b]、前边缘[1c]和下边缘包围形成，其特征在于，所说的摇臂[2]的形状为L形，摇臂[2]两臂内边缘的夹角α＝80°～90°，摇臂[2]拨动臂的端头位于拨动槽[1n]内。本实用新型在顶出牵引臂时力的方向与牵引臂的运动方向一致，从而保证了顶出顺畅，防止了发生卡住现象。