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龍圖騰網(wǎng)獲悉中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院申請(qǐng)的專(zhuān)利組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程飛發(fā)性能評(píng)估的方法獲國(guó)家發(fā)明授權(quán)專(zhuān)利權(quán)，本發(fā)明授權(quán)專(zhuān)利權(quán)由國(guó)家知識(shí)產(chǎn)權(quán)局授予，授權(quán)公告號(hào)為：CN115906272B 。

龍圖騰網(wǎng)通過(guò)國(guó)家知識(shí)產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-08-08發(fā)布的發(fā)明授權(quán)授權(quán)公告中獲悉：該發(fā)明授權(quán)的專(zhuān)利申請(qǐng)?zhí)?專(zhuān)利號(hào)為：202211054612.X，技術(shù)領(lǐng)域涉及：G06F30/15；該發(fā)明授權(quán)組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程飛發(fā)性能評(píng)估的方法是由黃維娜;張宇超;桂豐;楊磊;李丹;李中龍;鄧遠(yuǎn)灝;侯玉柱;楊昊設(shè)計(jì)研發(fā)完成，并于2022-08-31向國(guó)家知識(shí)產(chǎn)權(quán)局提交的專(zhuān)利申請(qǐng)。

本組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程飛發(fā)性能評(píng)估的方法在說(shuō)明書(shū)摘要公布了：本發(fā)明公開(kāi)的組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程飛發(fā)性能評(píng)估的方法，屬于飛發(fā)一體化性能計(jì)算的領(lǐng)域，至少部分解決現(xiàn)有技術(shù)中的方法準(zhǔn)確性較低的技術(shù)問(wèn)題。設(shè)定模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程時(shí)間范圍，實(shí)時(shí)獲取飛行器的動(dòng)力特性參數(shù)，在滿(mǎn)足評(píng)定條件的情況下，計(jì)算飛發(fā)性能參數(shù)，所述動(dòng)力特性參數(shù)至少包括耗油率和推力值；所述飛發(fā)性能參數(shù)中的當(dāng)前時(shí)刻加速度可根據(jù)飛行動(dòng)力學(xué)方程確定；本方法的核心邏輯是在模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)間范圍內(nèi)以等時(shí)間步長(zhǎng)積分計(jì)算飛發(fā)性能，以飛行加速度與發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線作為評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行判斷。

本發(fā)明授權(quán)組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程飛發(fā)性能評(píng)估的方法在權(quán)利要求書(shū)中公布了：1.一種組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程飛發(fā)性能評(píng)估的方法，適用于飛行器模態(tài)轉(zhuǎn)換方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化，所述飛行器包括由渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組成的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，所述方法包括： 設(shè)定模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程時(shí)間范圍和飛行器參數(shù)，實(shí)時(shí)獲取飛行器動(dòng)力特性參數(shù)，在滿(mǎn)足評(píng)定條件的情況下，計(jì)算飛發(fā)性能參數(shù)，所述動(dòng)力特性參數(shù)至少包括耗油率和推力值；所述飛行器參數(shù)至少包括飛行器升阻比與模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)； 所述飛發(fā)性能參數(shù)中的飛行器加速度根據(jù)飛行動(dòng)力學(xué)方程確定； 獲取當(dāng)前時(shí)刻的第一加速度，判斷所述第一加速度是否大于零，如是，積分求解飛行動(dòng)力學(xué)方程，確定當(dāng)前時(shí)間段飛行器位移和下一個(gè)時(shí)刻的馬赫數(shù)，并判斷所述馬赫數(shù)是否在標(biāo)準(zhǔn)許用范圍內(nèi)，如是，判定為飛行器運(yùn)行正常，并判斷當(dāng)前的時(shí)刻是否達(dá)到設(shè)定時(shí)間范圍上限，如是，判斷飛行器能不能加速飛行，如能，判定設(shè)計(jì)方案合格，如否，判定為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不具備攀爬能力，調(diào)整飛行姿態(tài)，航跡角調(diào)小，并獲取調(diào)整后的航跡角，判斷調(diào)整后的航跡角是否小于零，如是，判定為平飛無(wú)法加速，試驗(yàn)失敗，如否，重新判定調(diào)整后的飛行器能否加速飛行； 如否，當(dāng)前的時(shí)刻沒(méi)有達(dá)到設(shè)定時(shí)間范圍上限，即為，當(dāng)前時(shí)刻在所述設(shè)定模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程時(shí)間范圍內(nèi)，進(jìn)入下一個(gè)時(shí)刻，并重新獲取加速度進(jìn)行判定； 如否，所述馬赫數(shù)小于標(biāo)準(zhǔn)值，即為，設(shè)計(jì)參數(shù)不合理，調(diào)整參數(shù)重新計(jì)算； 如否，所述第一加速度小于或等于零，調(diào)整飛行姿態(tài)，以降低航跡角，并判斷當(dāng)前的航跡角是否小于零，如是，強(qiáng)行控制飛行器航跡角為零，進(jìn)行平飛減速，如否，不小于零，再次獲取機(jī)載飛行的第二加速度，重復(fù)進(jìn)行判定，且判斷第二加速度是否大于零。

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