원래 이름 기록: 中国直升机设计研究所

本发明公开一种工型轨道约束的飞行器约束系统，以及用于限制轨迹的飞行约束方法，工型轨道包括：轨道顶板、轨道底板和中部立板；每套舵面调整装置包括：高度约束调整机构和方向约束调整机构；飞行器在同一展向位置的两侧水平舵面对应与一套高度约束调整机构相连接，垂向舵面与一套或两套方向约束调整机构相连接；高度和方向约束调整机构与工型轨道一侧的轨道结构形成浮动连接结构；在飞行器沿工型轨道飞行过程中，通过高度约束调整机构带动水平舵面产生偏转，通过方向约束调整机构带动垂向舵面产生偏转，用以产生反向作用力，使得飞行器与工型轨道之间的相对距离均保持在预设范围内。本发明解决了传统地面交通运输形和eVTOL运输形式存在的问题。

本发明属于直升机气动设计技术领域，尤其涉及一种桁架支撑的双层平尾设计方法。下层平尾倾斜安装，下层平尾根部与机身连接，下层平尾梢部与上层平尾连接，形成桁架支撑结构，上层平尾、下层平尾与机身构成封闭的承力框架。

本发明提供一种基于分支电路的直升机桨叶嵌入式吸振装置，包括：摆振折叠连接件（1）、挥舞折叠连接件（3）、桨叶镶嵌件（4）、压电片（5）、永磁铁（7）、电磁线圈（9）、电磁线圈连接轴（11）、直线轴承（12）。用于直升机在复杂振动环境、具有附加质量小、结构简单、减振方向多、减振效果明显等优点。此外，该内嵌吸振装置安装在桨叶内部，安装拆卸及维护方便。

本发明属于倾转旋翼机气动及飞行控制领域，涉及一种倾转旋翼机涡环边界保护控制方法。包括：步骤一：根据倾转旋翼机最大起飞重量M、旋翼半径R，确定倾转旋翼机悬停时旋翼下洗流的诱导速度V1；步骤二：根据旋翼下洗流的诱导速度V1，确定单个旋翼的涡环边界，该边界是由前飞速度V和垂向速度Vy组成的二元二次曲线；步骤三：根据单个旋翼的涡环边界以及倾转旋翼机飞行过程中的飞行特点确定整个倾转旋翼机涡环边界，倾转旋翼机飞行过程中的飞行特点为飞机进入二元二次曲线的上半部分表示飞机进入涡环边界，因此实际中只需要考虑飞机是否进入二元二次曲线的上半部分；步骤四：在整个倾转旋翼机涡环边界的基础上留预设的安全裕度后，作为飞行过程中涡环的预警边界。

本发明属于飞行器设计技术领域，具体涉及一种集成氢燃料电池电机电控的一体式倾转动力系统及飞行器。包括：倾转机构，与机体连接；一体式电机及控制器，与倾转机构固定连接，位于倾转机构靠近来流上游的一端；倾转旋翼，安装在一体式电机及控制器的靠近来流上游的一端；氢燃料电池，与倾转机构固定连接，位于倾转机构的靠近来流下游的一端；短舱外壳，将倾转机构、一体式电机及控制器和氢燃料电池包裹在内；短舱外散热翅片，沿周向包裹在短舱外部；倾转机构、一体式电机及控制器和氢燃料电池的液冷散热管路与短舱外散热翅片进行热量交换。

本发明属于电动垂直起降飞行器电推进系统领域，具体涉及一种变距舵机内置的紧凑型桨毂电机推进系统。包括：旋翼桨毂子系统（100），变距操纵子系统（200），电机电控子系统（300），其中，变距操纵子系统（200）下端固定于电机电控子系统（300）的电机定子支座（308）内部；变距操纵子系统（200）上端与旋翼桨毂子系统（100）的变距摇臂连接。

本发明属于电动垂直起降飞行器旋翼系统领域，具体涉及一种用操纵内置的紧凑型旋翼操纵系统。包括：含旋翼子系统，操纵机构，一体式伺服舵机，舵机防扭机构，驱动电机，其中，旋翼子系统的桨毂输入轴与驱动电机连接；操纵机构和一体式伺服舵机均位于旋翼子系统的桨毂壳体内部，操纵机构一端与旋翼子系统的变距摇臂连接；操纵机构另一端与一体式伺服舵机的舵机一体化转子连接；一体式伺服舵机位于操纵机构下方，一体式伺服舵机上端通过双列角接触球轴承与旋翼子系统的桨毂壳体连接；舵机防扭机构位于驱动电机的驱动轴的内孔中；舵机防扭机构上端与一体式伺服舵机的下端的舵机端盖连接，舵机防扭机构下端与驱动电机的电机下端盖连接。

本发明属于电动垂直起降飞行器技术领域，公开了一种支承偏置的可倾转变距的一体化电机系统及飞行器，包括：一体化倾转电机机匣、电机电控系统、操纵舵机系统、倾转作动系统。一体化倾转电机机匣左侧上端设置有的竖直电机机匣，且上端开口，中间内壁固定安装电机电控的定子绕组，底部设有一体向上偏置的圆柱形轴承支承凸台，安装电机电控系统的转子部分；一体化倾转电机机匣的左侧下端设置有操纵舵机安装底座，底座下方分别安装有电机电控系统的环形电控板与操纵舵机系统；一体化倾转电机机匣的右侧下端设置有水平倾转安装机匣，水平倾转安装机匣左侧孔内设置有内齿圈凸起与倾转作动系统输出齿轮啮合，右侧设置有轴承安装孔。

本发明属于直升机货物运输、投放、状态监控技术领域，公开了一种直升机货物多点投放装置、控制及状态监控方法，其包括：箱体，其内设有多组电控吊钩，上部设有吊耳和接插件，吊耳用于挂在与直升机上的机械接口，接插件用于连接直升机上的电气系统，电控吊钩用于挂载货物并投放；电动推杆，其安装在箱体侧面，用于底舱门的打开和关闭；控制盒，其用于电控吊钩和电动推杆作动的控制。本发明解决了空中直接抛放和绳索索降货物目前只能实现单件货物单点投放模式的问题，保证物资高效多点精确投放。

本发明属于飞行器设计技术领域，公开了一种混合动力系统、飞行器及飞行器控制方法。所述混合动力系统包括：高能量密度动力源，M个发电单元，M个发电单元分别连接M条第一直流母线；M组高功率密度动力源，分别连接M条第一直流母线；N个电推进负载；每个电推进负载均为双绕组电机，N个电推进负载的双绕组电机平均连接至M条第一直流母线且同一个电推进负载的两个绕组分别连接至不同的第一直流母线上；N为偶数且N≥4；M为2N的偶数约数。本发明可靠性高，可有效解决短路等故障时，电源过载能力严苛，增加飞行器额外重量的问题。

本发明属于直升机飞控系统设计技术领域，公开了一种直升机空速保持使用策略和显示方法，其包括以下步骤：获取大气静温、绝对气压高度、直升机实时重量，使用三维插值法计算直升机的久航速度和远航速度;依据实时计算的久航速度、远航速度进行接通预位显示；根据用户不同操作信号，实现速度保持基准在久航速度、远航速度和当前速度之间切换；获取故障信号，在相关速度出现故障或无法计算时，退出相关功能并进行故障告警。本发明解决了现有直升机无法实时精准控制直升机进行久航速度和远航速度巡航的问题，满足用户久航远航飞行的使用需求。

本发明属于飞行器设计技术领域，涉及一种复合推力构型直升机飞/发综合显示画面设计方法，画面包括：两个竖置并列的矩形区域，上方为半圆形区域；半圆形区域显示旋翼转速；左侧矩形区域显示等效总距和发动机性能；右侧矩形区域显示真空速。半圆形区域包括：白色半圆弧线，指示旋翼转速范围；蓝色箭头，位于白色半圆弧线外侧，指示目标旋翼转速；蓝色短线，分别位于蓝色箭头两侧，指示目标旋翼转速波动范围；第一红黄区域，位于白色半圆弧线内侧且从左端点向右延伸，指示下限旋翼转速告警范围；第二红黄区域，位于白色半圆弧线内侧且从右端点向左延伸，指示上限旋翼转速告警范围；数值，位于白色半圆弧线圆心处，指示当前实际旋翼转速百分比。

本发明属于直升机机电管理技术领域，公开了一种直升机航空器管理计算机机位识别方法，其包括：设备上电，各自采集离散量信号进行初始机位识别；当初始机位识别失败后，进行机位一级修正；当机位一级修正失败，或者机位无法一级修正时，进行机位二级修正，最终完成机位识别。本发明解决了当离散量针信号采集错误，无法识别设备机位的问题，减少故障排查概率，保障飞行任务。

本发明属于直升机健康管理技术领域，公开了一种应用于直升机的整机健康监控与管理系统及方法，其包括：机载部分和地面部分，其中机载部分包括旋翼系统健康管理子系统、传动系统健康管理子系统、发动机健康管理子系统、结构健康管理子系统、电子产品健康管理子系统和数据综合处理故障诊断子系统等六个部分，地面部分包括旋翼系统健康管理模块、传动系统健康管理模块、发动机健康管理模块、结构健康管理模块和电子产品健康管理模块等五个模块。本发明解决了现有直升机健康监测系统无法实现全机监测的问题，实现整机多系统状态监控与报警。

本发明属于飞行器总体设计技术领域，尤其涉及一种无人直升机低阻造型设计方法。包括：步骤一：选取无人直升机机身纵横向轮廓的控制点集，分别建立通过这些控制点的纵横轮廓参数化控制曲线，确定纵横曲线上控制点的张力比例参数初始值；步骤二：构建相应的参数化控制曲线作为内载空间控制优化模型，基于其迎风面积最小的优化目标，将设备和部件装载空间、安装间隙、工艺制造作为约束条件，采用遗传算法对内载空间控制优化模型进行求解，获取机身典型剖面的控制曲线；步骤三：将机身三维模型导入流体动力学工具计算气动阻力，获得机身样本气动数据集，构造代理模型进行寻优，获得最优的无人直升机造型。

本发明提供一种直升机铰链舱门互换性安装方法和辅助结构，辅助结构包括：第一工装设有用于门框组件X方向上定位的2个定位块和用于第二工装X方向上定位的定位销；第二工装设有X方向上的定位销和定位块，Y方向上的滑动定位块，Z方向上的定位块，以及Y‑Z方向联合定位销；第三工装设有X‑Z方向联合定位销，X方向上的定位块，Y方向上的定位块，通过主要实现铰链舱门的互换性，达到舱门更换时，不需要对铰链接头的位置进行调节或者对舱门进行修配。

本发明属于直升机结构强度设计技术领域，具体涉及一种旋翼不平衡引起直升机低频振动的分析与调整方法。解决因直升机旋翼不平衡引起的低频振动大的问题，以改善机上人员的舒适性和直升机的安全性。

本发明提供本发明提供一种尾起落架接头组件试验装置，包括：一体化框架（1）、第一加载接头组件（9）、第二加载接头组件（14）、换向装置（7）和作动器；多种形式的加载接头能够准确、合理的实施多加载点、多方向、高载荷的加载；一体化框架采用积木式组装结构，提高其通用性，能将集中载荷通过钢架结构进行分散形成结构共同受力，提高其承载能力，还能实现作动器的固定安装，保证加载点的安装精度，减少试验装置的拆卸及试验场地的占用面积。

本发明属于航空器设计技术领域，公开了一种运输类直升机发动机全发30分钟功率冷却飞行适航验证方法。进行悬停冷却飞行试验；使冷却系统处于最严酷的试验条件；在平原机场按正常程序起飞：直升机机轮离地高度3米，所有发动机以不大于最大连续功率进行有地效悬停，悬停保持到传动系统和发动机的滑油温度稳定后再保持5分钟，或悬停出现最高滑油温度后，再保持5分钟；提高悬停高度至无地效悬停，直到所有发动机功率达到发动机全发30分钟额定功率，满足条件时正常着陆，关闭所有发动机以及辅助动力装置；停车15分钟后，关闭机上的数据采集系统；此步骤目的是确保能采集到所有动力装置部件在停车后整流罩关闭期间，温度的变化趋势。进行数据处理。

本发明提供一种共轴桨毂整流罩设计方法，该方法中，获取共轴双旋翼桨毂参数；采用圆弧曲线绘制上旋翼桨毂整流罩二维外形，圆弧曲线圆心在旋翼桨毂中轴线上；基于上旋翼桨毂整流罩二维外形得到上旋翼桨毂整流罩三维外形；绘制包络桨下旋翼桨毂组件的下桨毂整流罩二维外形；基于下桨毂整流罩二维外形得到下旋翼桨毂整流罩三维外形；根据二维翼型外形、中间轴整流罩高度、旋翼轴轴承底座直径，绘制中间轴整流罩三维外形；利用三维建模软件生成旋翼桨毂和中间轴整流罩三维外形，对上下旋翼桨毂整流罩外形和中间轴整流罩进行修型。通过本发明，可降低桨毂整体阻力，桨毂及中间轴整流罩外形简单，便于加工、制造及安装。