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[发明专利]一种机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法-CN201510830096.9有效
发明人：韩淑梅;张冬;陈纪磊;李慧 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2015-11-25 - 公布日： 2020-05-22 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：本发明涉及飞行控制系统领域，特别是涉及一种机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法，至少解决目前迎角与飞管系统的余度不匹配问题。机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法包括如下步骤：对传感器测量的四个电气信号与三余度飞管计算机进行余度匹配；对所述电气信号进行监控表决，得到迎角表决值。本发明的机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法中，能够对传感器测量的四个电气信号与三余度飞管计算机进行余度匹配，再对电气信号进行监控表决，得到迎角表决值，避免误切现象发生。
一种机械双余度电气四余度迎角余度管理方法

[发明专利]一种电传控制系统的迎角监控表决方法-CN201510894158.2有效
发明人：徐艳玲;罗川;占正勇;杨锦清;王湛;李巍 -专利权人：中国航空工业第六一八研究所
申请日： 2015-12-08 - 公布日： 2019-06-11 - 主分类号： G05B19/048 文献下载
摘要：本发明属于电传控制系统的余度管理技术，具体涉及对一种机械两余度、电气四余度迎角传感器输出的监控表决结构及其表决方法。所述的方法首先分别对左、右迎角的电气四余度信号进行监控和表决，分别得出迎角电气表决值，然后对左右两个迎角电气表决值再次进行表决，最终得到机械迎角表决值。迎角余度配置合理、监控表决方法可靠，使得系统闭环控制稳定可靠，同时满足电传控制系统对迎角传感器输出的可靠性和安全性要求。
一种电传控制系统监控表决方法

[发明专利]一种飞机迎角表决方法-CN201911205756.9有效
发明人：薛楷嘉 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2019-11-29 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请提供了一种飞机迎角表决方法，在飞机机头两侧各配置一迎角传感器，迎角传感器以飞机机体轴线对称设置，每侧的迎角传感器内配置有四余度电位计电刷以构成单侧迎角的四余度电气信号，飞机迎角表决方法包括：实现获取飞机当前地面状态；通过第一迎角传感器获取飞机左迎角电气表决值，通过第二迎角传感器获取飞机右迎角电气表决值；根据飞机当前地面状态以及左迎角电气表决值、右迎角电气表决值，生成飞机的机械迎角表决值；判断机械迎角表决值是否有效，若机械迎角表决值有效，则以机械迎角表决值进行迎角信号输出，若机械迎角表决值无效，则生成伪迎角，并以伪迎角进行迎角信号输出。
一种飞机表决方法

[发明专利]基于数据总线控制的迎角指示调光和着舰指示调光系统-CN201811494112.1有效
发明人：段敬琳;夏小春;黄玮 -专利权人：上海航空电器有限公司
申请日： 2018-12-07 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： H05B47/10 文献下载
摘要：本发明公开基于数据总线控制的迎角指示调光和着舰指示调光系统，包含有，左迎角指示器；右迎角指示器；着舰指示装置；中央处理单元，其具有第一CPU及第二CPU，所述第一CPU及所述第二CPU分别通过两路总线路径接收飞机的极限信息并且所述第一本发明的优点在于：实现双余度总线控制迎角指示与着舰指示。
基于数据总线控制指示调光系统

[发明专利]一种改善飞机俯仰力矩特性的前翼使用方法-CN202110904658.5在审
发明人：王孜孜;周继良;王宏;富佳伟;刘波 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-08-07 - 公布日： 2021-10-29 - 主分类号： B64C3/38 文献下载
摘要：包括：当飞机的迎角不大于第一迎角阈值时：控制前翼偏度为第一预定偏度，所述第一预定偏度为固定值；当飞机的迎角大于第一迎角阈值，且不大于第二迎角阈值时：控制前翼偏度为第二预定偏度，所述第二预定偏度随飞机的迎角的变化而改变；当飞机的迎角大于第二迎角阈值时：控制前翼偏度为第三预定偏度，所述第三预定偏度为固定值。本申请的改善飞机俯仰力矩特性的前翼使用方法，能够在不修改飞机气动布局及前翼作动机构的前提下，有效改善鸭式布局飞机迎角俯仰力矩特性，提高飞机在负迎角下的抬头控制能力。
一种改善飞机俯仰力矩特性使用方法

[发明专利]一种迎角控制器的稳定性计算方法-CN201610374538.8有效
发明人：赵海;江飞鸿 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2016-05-31 - 公布日： 2018-07-10 - 主分类号： B64C13/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种迎角控制器的稳定性计算方法，包含以下步骤：S1,计算飞机某一飞行状态下偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备；S4，计算迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备；S5，计算控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S6，计算迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S7，取幅值裕度的最小值作为迎角控制器的幅值裕度；取相位裕度的最小值作为迎角控制器的相位裕度；S8，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。本发明将传统的定性评估迎角控制器稳定性方法转化为定量评价方法，得到飞控系统的幅值裕度及相位裕度的具体数值。
迎角控制器迎角稳定储备幅值裕度相位裕度稳定性计算计算控制增稳系统飞机飞行状态定量评价飞控系统飞行状态传统的包线偏置定性飞行评估飞机转化

[发明专利]一种多余度飞行控制系统及控制方法-CN201611087503.2在审
发明人：张冬;吕嘉凯;韩淑梅 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2016-11-30 - 公布日： 2017-03-08 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明涉及飞机飞行控制系统技术领域，特别涉及一种多余度飞行控制系统及控制方法。多余度飞行控制系统包括并列的第一计算机、第二计算机和第三计算机；左迎角传感器，其包括并列的第一迎角电气和第二迎角电气，其中，所述第一迎角电气与所述第一计算机连接，所述第二迎角电气与所述第二计算机连接；右迎角传感器，其包括并列的第三迎角电气和第四迎角电气，其中，所述第三迎角电气与所述第三计算机连接，所述第四迎角电气分别与所述第一计算机、所述第二计算机以及所述第三计算机连接。本发明多余度飞行控制系统及控制方法，能够防止任意一个电气故障导致迎角传感器失效，保证迎角传感器的可用性。
一种多余飞行控制系统控制方法

[发明专利]一种大型灭火水陆两栖飞机推杆器启动迎角的解算方法-CN202111245129.5在审
发明人：廖海君;曹春泉;陶洪娟 -专利权人：中航通飞华南飞机工业有限公司
申请日： 2021-10-25 - 公布日： 2022-01-14 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于大型灭火水陆两栖飞机技术领域，公开了一种大型灭火水陆两栖飞机推杆器启动迎角的解算方法，根据飞机襟翼偏度、马赫数和侧滑角，通过插值获得飞机的推杆迎角基准值，再通过迎角变化率和襟翼偏度插值获得推杆器启动迎角修正量；最后用推杆器启动迎角修正量来修正飞机的推杆迎角基准值，得到推杆器的启动迎角。本发明逻辑结构简单，可以方便快速的获得飞机推杆器的启动阈值；通过推杆迎角基准值加迎角修正量的逻辑设计，可以使得迎角解算逻辑更加简洁；通过起飞修正因子可以大大降低起飞误推杆的发生概率。
一种大型灭火水陆两栖飞机推杆启动方法

[发明专利]一种用于四自由度机构的迎角支撑机构-CN202310011512.7在审
发明人：叶成;蒋明华;白本奇;黄昊宇;熊能;李聪健;曾利权;祖孝勇;何川;刘为杰;夏语;孙小川;彭秋林 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2023-01-05 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于四自由度机构的迎角支撑机构，包括：迎角框架，其内部通过两组迎角圆弧导轨滑动连接有弯刀支架，所述弯刀支架的上端安装有模型；迎角伺服油缸，其转动安装在所述迎角框架内，所述迎角伺服油缸的活塞杆与弯刀支架转动连接本发明通过在迎角框架内设置迎角圆弧导轨和迎角伺服油缸，通过迎角伺服油缸驱动弯刀支架沿迎角圆弧导轨运动，实现了准确支撑模型迎角姿态的能力，并且迎角支撑机构与下方的侧滑基座串联合成侧滑机构，能够准确支撑模型侧滑角姿态，本发明具有迎角范围大、定位准确、承载能力强、对流场堵塞较小、结构紧凑、安装调试难度小、模型支撑方式可拓展性强的特点。
一种用于自由度机构支撑

[发明专利]飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法-CN201310563984.X有效
发明人：李继伟 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2013-11-13 - 公布日： 2014-02-12 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：本发明属于飞机气动力计算技术，涉及一种飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法。其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：确定计算条件；计算中弧线(3)的相对弯度；计算零升迎角；计算零升俯仰力矩；计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数。本发明提高了零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证了飞机操纵性能和飞行安全。
飞机侧滑角偏角零度操纵铰链力矩系数计算方法

[发明专利]一种采用四自由度机构迎角框架连接模型支架的结构-CN202310011474.5在审
发明人：叶成;曾利权;白本奇;蒋明华;尹疆;凌忠伟;黄昊宇;何川;罗太元;田嘉懿;吴琦;夏语 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2023-01-05 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种采用四自由度机构迎角框架连接模型支架的结构，包括：X机构；Y机构，其设置在X机构的内侧，Y机构与X机构在水平方向上为滑动连接；侧滑基座，其设置在Y机构的内侧，侧滑基座与Y机构在竖直方向上为滑动连接；迎角框架，其滑动设置在侧滑基座上，迎角框架的上端安装有立刀支架，立刀支架的上端安装有模型；迎角框架与立刀支架之间连接有斜拉杆，模型与迎角框架之间连接有前支柱；X机构与Y机构之间、Y机构与侧滑基座之间、侧滑基座与迎角框架之间均设置有动力机构。本发明利用四自由度机构的迎角框架连接立刀支架，具有支撑模型侧滑角、Y向和X向三个自由度的能力，有承载能力强，支撑点多、连接可靠的特点。
一种采用自由度机构框架连接模型支架结构

[发明专利]一种风洞迎角传感器自动标定方法及系统-CN202210824564.1在审
发明人：简春梅;徐开明;宿鑫麟;杨清;吴志刚;刘忠华;高大鹏;许可;宋佳阳 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2022-07-14 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种风洞迎角传感器自动标定方法及系统，风洞迎角传感器自动标定方法包括：将模型与迎角传感器、角度倾斜仪固定；模型的迎角为0度时，获取角度倾斜仪的角度和迎角传感器的电压值；角度倾斜仪的角度作为预设角；控制模型运动至最小预设迎角，获取最小预设迎角时角度倾斜仪的检测角度和迎角传感器的电压值；控制模型由最小预设迎角以预设间隔增大至最大预设迎角，依次获取各预设间隔位置处的角度倾斜仪的检测角度和迎角传感器的电压值，利用多组实际模型角度和其对应的电压值，拟合得到电压‑迎角公式。利用角度倾斜仪和迎角传感器对角度和压力进行检测，避免每个角度下均人工查看角度数值，避免增加人工劳动。
一种风洞传感器自动标定方法系统

[发明专利]一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法-CN201410156541.3在审
发明人：张秀林;王家兴;曲晓雷;邵铮 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2014-04-17 - 公布日： 2014-08-13 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，是一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，属于飞行控制领域。其特征在于，包括如下步骤：第一，选取符合条件的试飞数据；第二，真迎角和仿真迎角对比，得到不同马赫数下两者差量：Δα_偏差1；第三，真迎角和惯导迎角对比，得到不同马赫数下两者差量：Δα_偏差2；第四，迎角修正量计算；该方法经济性好、实用性强，不用安排专门迎角修正科目试飞，经过实际试飞验证方法准确度高。
一种基于试飞数据飞机修正方法

[发明专利]一种改善飞机大迎角俯仰特性的机翼后缘襟副翼使用方法-CN202110904659.X在审
发明人：周继良;富佳伟;王宏;刘波;郭灿生 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-08-07 - 公布日： 2021-10-29 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本申请属于飞机气动布局设计领域，特别涉及一种改善飞机大迎角俯仰特性的机翼后缘襟副翼使用方法。包括：战斗机的机翼后缘布置有后缘襟副翼，机翼包括的左侧机翼以及右侧机翼，左侧机翼后缘布置有左侧后缘襟副翼，右侧机翼后缘布置有右侧后缘襟副翼；当飞机的迎角大于第一迎角阈值时：当飞机需要提供低头力矩时，左侧后缘襟副翼以及右侧后缘襟副翼后缘同时下偏第一预定偏度；当飞机需要提供抬头力矩时，左侧后缘襟副翼以及右侧后缘襟副翼后缘同时上偏第二预定偏度。本申请的改善飞机大迎角俯仰特性的机翼后缘襟副翼使用方法，通过在大迎角下偏转后缘襟副翼，能够提供可观的低头及抬头控制力矩，改善飞机在大迎角下的机动能力。
一种改善飞机大迎俯仰特性机翼后缘副翼使用方法

[发明专利]一种基于全局变量求导的飞机气动力特性分析方法-CN202011439734.1在审
发明人：王志刚;王业光;范睿;赵滨;王世鹏 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2020-12-10 - 公布日： 2021-03-23 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本申请提供了一种基于全变量求导的气动力特性分析方法，包括：1)将吹风数据的基本量和各种分量进行相应轴系加法组合，形成气动力数学模型；2)针对不同的高度、速度，在迎角使用范围内对不同迎角、平尾偏度求导计算纵向气动力基本特性、纵向操纵面效率：3)针对不同的高度、速度，在迎角、侧滑角、横向操纵面偏度使用范围内对不同侧滑角、舵面偏度求导计算横向气动力基本特性、横向操纵面效率：4)针对不同的高度、速度，在迎角、侧滑角、航向操纵面偏度使用范围内对不同侧滑角、舵面偏度求导计算航向气动力基本特性、航向操纵面效率。
一种基于全局变量求导飞机气动力特性分析方法

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