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龙图腾网恭喜中国直升机设计研究所申请的专利一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析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：CN114169068B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-02-18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：202111398816.0，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法是由苏大成;刘长文;黄水林;汪正中;吴令华设计研发完成，并于2021-11-23向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法在说明书摘要公布了：本发明公开一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，包括：步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷。本发明提供的技术方案解决了现有直升机着舰飞行特性的分析方案中，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面存在空白，以及现有常规共轴直升机着舰飞行特性的分析精度较低的问题。

本发明授权一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法在权利要求书中公布了：1.一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，包括：步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到所述共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷；其中，所述共轴刚性旋翼直升机采用上旋翼和下旋翼同轴、且反转的布局形式；所述步骤2包括：步骤21，分别确定上旋翼和下旋翼的干扰因子，用于获取定量计算上旋翼和下旋翼之间相互干扰强度；步骤22，根据所述干扰因子分别确定上旋翼和下旋翼的入流模型，用于表示上旋翼和下旋翼的诱导速度分布；步骤23，分别确定上旋翼和下旋翼的气动载荷；步骤24，分别确定上旋翼和下旋翼的挥舞运动模型；步骤25，分别确定机身、平尾、垂尾和尾桨的气动模型，该气动模型包括气动力和力矩；步骤26，确定共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；所述步骤23包括：将单片桨叶分为多个微段，每个微段中心导入非定常舰艉流场数据，以获取每个微段中心的切向速度分量、展向速度分量和法向速度分量，采用各速度分量计算对应的微段气动力，将各微段气动力累加，得到单片桨叶的根部的气动力和力矩；对上旋翼或下旋翼各中各片桨叶的气动力和力矩分别进行求和，分别得到上旋翼或下旋翼的气动载荷；所述步骤24包括：a，利用等效铰接式旋翼的一阶刚性挥舞运动来拟合共轴刚性旋翼的一阶弹性挥舞运动；其中，等效挥舞铰偏置量为一阶弹性挥舞振型的外端切线与x轴的交点，且要求在等效挥舞铰处施加的约束扭簧刚度为： 其中，x轴定义为桨叶展向，e为等效挥舞偏置量，Mβ、Iβ分别为桨叶质量静矩和惯性矩，Ω为旋翼转速，ωn为共轴刚性旋翼一阶挥舞频率；b，根据离心力矩MCF、挥舞惯性力矩MI、气动力矩MA、直升机角速度引起的哥氏力矩MCor、机身角加速度引起的惯性力矩MBA、机身加速度引起的MBL、桨叶重力力矩MR，以及扭簧所产生的力矩MR，在等效挥舞铰处的代数和应为零的要求，建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型。

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