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公开(公告)号：CN110928180A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911232639.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明属于作动器控制技术领域，公开了一种作动器的迟滞补偿方法和装置，包括：S1，获取时域控制信号和作动器的实际响应信号，所述时域控制信号为作动器的期望输入信号；S2，获取时域控制信号的频率、幅值和相位，根据时域控制信号的频率、幅值和相位，以及作动器的实际响应信号采用频域误差补偿对作动器的实际响应信号进行逐频率迟滞补偿，得到频域补偿后的控制信号，解决工程中作动器响应总是滞后于控制输入期望信号的问题。
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公开(公告)号：CN109286335A
公开(公告)日：2019-01-29
申请号：CN201811361708.4
申请日：2018-11-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: H02N2/04
Abstract: 本发明提供了一种压电驱动器预应力的施加方法，所述压电驱动器包括过压电陶瓷叠堆与放大框，通过压电陶瓷叠堆与放大框之间的过盈装配实现预应力的施加。其中，确定过盈量的步骤包括：步骤1、计算放大框在压电陶瓷叠堆驱动方向的刚度；步骤2、确定放大框与压电陶瓷的变形协调关系；步骤3、计算预应力产生的感应电场；步骤4、确定机电耦合效应下的压电叠堆应变；步骤5、回带步骤2，确定过盈量与力之间的关系。本发明有效解决了工程中压电驱动器预应力的施加问题，提高了精度。
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公开(公告)号：CN119849021A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411358752.5
申请日：2024-09-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F113/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本申请提供一种分布式多桨倾转旋翼飞行器及瞬态过渡气弹分析方法，所述方法包括：步骤1：建立分布式多桨/倾转机翼构型耦合系统的坐标系系统；步骤2：根据所述坐标系系统，建立耦合系统结构模型；步骤3：根据所述坐标系系统，建立耦合系统气动模型；步骤4：对耦合系统气动模型进行尾迹弯曲修正；步骤5：根据分布式多桨/倾转机翼构型耦合系统的结构模型和气动模型，形成耦合系统的动力学总体阵；步骤6：将倾转过渡走廊参数代入动力学总体阵，得到耦合系统的瞬态动力学方程；步骤7：采用Newmark时间有限元法对瞬态动力学方程，进行数值求解，在逐步更新倾转过渡参数和模态参数下求得分布式多桨/倾转机翼构型耦合系统瞬态过渡过程的气弹响应。
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公开(公告)号：CN119577940A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411440789.2
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , B64F5/60 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种共轴双旋翼瞬态桨尖间距预测方法，所述方法包括：建立桨叶单元的有限元模型；根据所述桨叶单元的有限元模型，推导旋翼与机身耦合系统的动力学方程；使用自由尾迹模型，计算得到桨叶各个位置的诱导速度；根据所述桨叶各个位置的诱导速度，计算得到桨叶的气动载荷；将所述桨叶的气动载荷代入所述旋翼与机身耦合系统的动力学方程，计算得到桨叶瞬态响应；将所述桨叶瞬态响应转换为桨尖间距。
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公开(公告)号：CN119416347A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434304.9
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于旋翼高速飞行器动力学邻域，具体涉及一种倾转旋翼机回转颤振阻尼计算方法。该方法包括：获取倾转旋翼直升机的全机模态振型和模态频率；从倾转旋翼直升机的全机模态振型中筛选出能被旋翼传递的载荷所激发的模态；从能被旋翼传递的载荷所激发的模态中提取左右两副旋翼桨毂中心在各自模态中的模态位移矢量和角位移矢量，并将模态位移矢量和角位移矢量转换至机身坐标系下；在CAMRAD中建立旋翼动力学仿真模型，并用转换至机身坐标系下的模态位移矢量和角位移矢量代替机身模态；使用CAMRAD CORE命令将机身平尾和机翼气动力输出接口分别与左右桨毂中心相连。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119249594A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411192140.3
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64C27/72 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种后缘襟翼型智能旋翼及其襟翼铰链力矩的预估方法，所述方法包括：步骤1：通过智能旋翼襟翼驱动机构台架试验，获得驱动机构中襟翼偏转角φ襟翼和襟翼的模拟气动力F气动力；步骤2：根据襟翼的模拟气动力F气动力和弹簧负载施加点到襟翼旋转轴的力臂r，计算台架试验中襟翼的铰链力矩N。步骤3：建立襟翼铰链力矩N与襟翼偏转角φ襟翼的映射关系；步骤4：开展智能旋翼的旋转试验，获得飞行状态下的襟翼偏转角θ0。步骤5：将飞行状态下的襟翼偏转角θ0代入映射关系N＝F(Φ)，获得旋转运动中后缘襟翼型智能旋翼的襟翼铰链力矩载荷N＝F(θ0)。
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公开(公告)号：CN119087783A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411192147.5
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供一种防阶跃的级联PI迟滞补偿控制方法及装置，所述外环回路计算方法包括：步骤1：外环期望的谐波信号的各阶谐波正弦分量Us_n减去对应的反馈信号Z(t)中提取的n阶正弦谐波分量zs；各阶谐波余弦分量Uc_n减去对应的反馈信号Z(t)中提取的n阶余弦谐波分量zc，得到第k采样步的误差e(k)；步骤2：根据zc、zs和误差e(k)，计算得到PI控制器的初始参数I0和第k采样步输出信号u(k)；步骤3：将误差e(k)通过PI控制器模块，得到补偿后的谐波余弦分量Uc_n_ctr和正弦分量Us_n_ctr；步骤4：将补偿后的谐波余弦分量Uc_n_ctr和正弦分量Us_n_ctr，生成外环输出信号余弦分量NP_c和正弦分量NP_s；步骤5：根据外环输出信号余弦分量NP_c和正弦分量NP_s，生成内环期望信号，并传输到FIFO缓存中。
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公开(公告)号：CN117558372A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311485697.1
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G16C60/00 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及压电材料技术领域，特别是涉及一种用于叉指电极型压电叠堆驱动器的建模和指尖应力计算方法。包括以下步骤：步骤一：建立叉指电极压电叠堆驱动器几何模型；步骤二：为几何模型设置材料属性；步骤三：为几何模型设置边界条件；步骤四：对几何模型进行网格划分并进行指尖应力计算。
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公开(公告)号：CN110928180B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN201911232639.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明属于作动器控制技术领域，公开了一种作动器的迟滞补偿方法和装置，包括：S1，获取时域控制信号和作动器的实际响应信号，所述时域控制信号为作动器的期望输入信号；S2，获取时域控制信号的频率、幅值和相位，根据时域控制信号的频率、幅值和相位，以及作动器的实际响应信号采用频域误差补偿对作动器的实际响应信号进行逐频率迟滞补偿，得到频域补偿后的控制信号，解决工程中作动器响应总是滞后于控制输入期望信号的问题。
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公开(公告)号：CN115800809A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211460459.0
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种防止信号突变的步进式控制方法、控制器及工作方法。对控制信号的状态改变时电压是否阶跃进行实时判断；当电压阶跃时自动修改实时信号的状态为步进状态，避免阶跃电压可能对驱动器压电叠堆造成损坏。本发明解决了偏置电压信号+正弦信号混合指令信号的时域逐点开环控制和闭环控制中可能出现的1阶不可导或不连续的问题，防止驱动器在恶劣环境下出现阶跃响应引起驱动器损坏。
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