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龙图腾网获悉南京航空航天大学申请的专利一种单旋翼复合直升机的通用建模与配平计算方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119720373B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-28发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411537187.9，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权一种单旋翼复合直升机的通用建模与配平计算方法是由王洛烽;陈仁良设计研发完成，并于2024-10-31向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种单旋翼复合直升机的通用建模与配平计算方法在说明书摘要公布了：本发明提供了一种单旋翼复合直升机的通用建模与配平计算方法，包括以下步骤：步骤1，建立单旋翼复合直升机的模型；步骤2，采用单旋翼复合直升机的通用配平计算方法，求解步骤1建立的模型。本发明提出的通用建模与配平计算方法采用了经验的旋翼尾迹和气动干扰模型，不依赖于修正因子且具有足够精度，同时具备通用性和准确性，可用于不同构型的单旋翼复合直升机在概念设计阶段的飞行特性评估。

本发明授权一种单旋翼复合直升机的通用建模与配平计算方法在权利要求书中公布了：1.一种单旋翼复合直升机的通用建模与配平计算方法，其特征在于，包括以下步骤： 步骤1，建立单旋翼复合直升机的模型； 步骤2，采用单旋翼复合直升机的通用配平计算方法，求解步骤1建立的模型； 步骤1包括：所述单旋翼复合直升机的模型包括直升机刚体动力学模型、主旋翼气动-挥舞动力学模型、主旋翼尾迹干扰模型、主旋翼尾迹干扰模型、螺旋桨气动模型、主旋翼干扰下的机翼气动模型、机体气动模型和尾翼气动模型； 所述直升机刚体动力学模型表示为： 其中，V＝{u,v,w}T和ω＝{p,q,r}T分别是直升机的平移速度和角速度向量，u,v,w分别是沿直升机体轴系x轴、y轴和z轴的平移速度，p,q,r分别是沿直升机体轴系x轴、y轴和z轴的角速度，和分别表示直升机的平移速度向量的导数和角速度向量的导数；m和I分别是直升机的质量和惯性矩阵；g是重力向量；F*和M*分别表示*的力矢量和力矩矢量，*∈{mr,fuslg,pr,wing,tail}，mr,fuslg,pr,wing,tail分别表示主旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼；npr、nwing和ntail分别是螺旋桨的数量、机翼的数量和尾翼的数量； 步骤1中，所述主旋翼气动-挥舞动力学模型包括： 使用桨尖轨迹平面模型描述旋翼挥舞运动，记桨叶在方位角ψ和时间t下的挥舞角为βψ,t，用一阶傅里叶级数和时变系数近似，表示为： βψ,t＝a0t-a1tcosψ-b1tsinψ2 其中，a0t是旋翼锥度角；a1t和b1t分别表示纵向和横向一阶谐波系数，a1t和b1t在物理层面上分别对应桨尖轨迹平面的后倾角和左倾角； 旋翼挥舞动力学方程用a0t、a1t、b1t表示为： 其中，DTPP、KTPP、fTPP分别是旋翼挥舞动力学方程的阻尼矩阵、刚度矩阵和右侧项；是a0、a1、b1的一阶导数，是a0、a1、b1的二阶导数； 使用Pitt-Peters动态入流理论描述主旋翼入流分布，记方位角ψ、时间t和无量纲展向位置r处的垂直入流为用一阶傅里叶级数和时变系数近似，表示为： 其中，v0t是旋翼均匀入流项；v1st和v1ct分别表示正弦一阶谐波入流系数和余弦一阶谐波入流系数； 旋翼挥舞动力学方程用v0t、v1st、v1ct表示为： 其中，M和L分别为质量矩阵和入流增益矩阵；CT、CL、CM分别表示主旋翼的气动升力、滚转力矩和俯仰力矩；是v0、v1s、v1c的一阶导数； 通过对旋翼转动周期内的空气动力学力和惯性力进行积分得到主旋翼的力矢量Fmr和力矩矢量Mmr； 步骤1中，所述主旋翼尾迹干扰模型包括：旋翼尾迹模型定义在桨尖轨迹平面坐标系下，桨尖轨迹平面坐标系的X轴与自由来流Vw的方向一致，与自由来流的夹角记为-αmr，Z轴垂直于桨尖轨迹平面向下，而Y轴则根据右手法则确定；尾迹的演化过程使用伪时间τw表示，仅考虑尾迹诱导气流速度垂直于桨尖轨迹平面的分量viwτw，则桨尖轨迹平面坐标系下的旋翼尾迹中心线z和x位置通过导数定义为： 其中，d表示微分；xw、zw分别表示旋翼尾迹中心线的x轴位置和z轴位置，分别表示xw、zw的一阶导数； 当τw＝0时，尾迹诱导气流速度等于主旋翼桨盘处均匀入流大小v0； 设定旋翼尾流诱导速度随演化时间线性增加，将尾迹诱导气流速度垂直于桨尖轨迹平面的分量viwτw以及旋翼尾迹中心线的z轴位置zwτw和x轴位置xwτw表示为： viwτw＝A1τw+v07 其中，A1是viwτw对尾迹演化时间的导数，通过如下旋翼尾迹演化方程得到： 其中，τw,far是旋翼尾迹演化至半径1.5倍距离处对应的演化时间；Rmr是主旋翼半径； 设定旋翼尾迹诱导气流速度在圆形横截面上的分布是均匀的，同时设定旋翼尾迹横截面在演化过程中保持圆形，旋翼尾迹半径Rw根据动量理论的连续性方程得到： 基于公式7、公式8和公式10，得到任意位置rpos处的旋翼尾迹诱导气流速度vpos，将vpos表示为rpos的非线性函数，记为vpos＝vposrpos，具体表达式为： vpos＝vposrpos 给定 则 若则11 vpos＝A1τw,pos+v0e3TPP 否则 vpos＝0 其中，ekTPP表示桨尖轨迹平面坐标系的单位向量，k＝1,2,3；是rpos在桨尖轨迹平面坐标系下的位置坐标，j＝x,y,z； 步骤1中，所述螺旋桨气动模型包括： 将螺旋桨的来流速度表示为： vpr＝V+ω×rcg2pr-vmr2pr＝μprΩprRpre1PRW+0e2PRW+λprΩprRpre3PRW12 其中，vpr是螺旋桨的来流速度向量；rcg2pr表示从重心到螺旋桨的位矢；vmr2pr是旋翼尾迹在螺旋桨中心处的诱导速度；ekPRW是螺旋桨风轴系的3个单位向量，k＝1,2,3，XOY平面与螺旋将桨毂平行，X轴正对来流方向；μpr和λpr分别是螺旋桨的前进比和入流比；Ωpr和Rpr分别是螺旋桨的转速和半径； 螺旋桨的入流速度通过动量理论获得，方程为： 其中，CT,pr是螺旋桨的拉力系数；vi,pr是螺旋桨诱导速度； 螺旋桨的力矢量Fmr和力矩矢量Mmr仅考虑拉力和反扭矩； 步骤1中，所述主旋翼干扰下的机翼气动模型包括：机翼被划分为尾流区和非尾流区； 为了计算尾流区和非尾流区，使用网格将机翼划分为小的区域，区域总数为Nwing，将第i个区域和其中心点位置分别记为sgrid,i和rmr2wing,i，通过公式11得到第i个区域的旋翼气动干扰vmr2wing,i；定义受旋翼干扰的区域集合则机翼受旋翼尾迹干扰的总面积Swing,inMR和区域内的平均气流速度vwing,inMR近似表示为： 其中，rcg2wing,i表示从重心到第i个区域中心点的位矢； 然后将主旋翼尾流干扰区内的机翼气动力Fwing,inMR表示为： Fwing,inMR＝qwing,inMRSwing,inMRCwing16 其中，qwing,inMR是动压；Cwing是机翼的气动力系数； 得到主旋翼尾流干扰区域外的机翼气动力Fwing,outMR，将机翼的总气动载荷表示为Fwing,inMR与Fwing,outMR之和。

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