-
公开(公告)号：CN112214835A
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202011028756.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于空气动力学气动噪声技术领域，公开了一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法。所述方法包括：S1，确定噪声传播距离与平均声压的平方的函数关系；S2，确定旋翼拉力系数与平均声压的平方的函数关系；S3，确定桨尖马赫数与平均声压的平方的函数关系；S4，确定旋翼噪声指向性与平均声压的平方的函数关系；S5，根据S1‑S4的函数关系，确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系，所述平均声压的平方用来表征旋翼悬停状态下的气动噪声。根据旋翼悬停状态的基本状态参数计算获得不同状态和位置测点处的噪声水平，能够为数值计算和试验结果判别提供必要的验证方法支撑。
-
公开(公告)号：CN115688635A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211458991.9
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法，所述方法包括：步骤1：在直升机旋翼的桨叶端面翼型中弧线，从前缘至60％C处，每间隔7.5％C，开射流孔，其中，C为旋翼弦长；步骤2：在CFD的前处理过程中，对直升机旋翼进行网格划分，获得直升机旋翼网格；步骤3：在CFD的前处理过程中，生成外流场计算域网格；步骤4：在CFD的计算前，加载外流场计算域网格以及直升机旋翼网格组合成滑移网格系统，设置边界条件，进行CFD计算，获得直升机基准旋翼流场；步骤5：在直升机旋翼基准流场上，进行射流加载，通过调整射流参数，主动控制直升机旋翼桨尖涡的流动。
-
公开(公告)号：CN112214835B
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202011028756.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于空气动力学气动噪声技术领域，公开了一种旋翼悬停状态气动噪声工程估算方法。所述方法包括：S1，确定噪声传播距离与平均声压的平方的函数关系；S2，确定旋翼拉力系数与平均声压的平方的函数关系；S3，确定桨尖马赫数与平均声压的平方的函数关系；S4，确定旋翼噪声指向性与平均声压的平方的函数关系；S5，根据S1‑S4的函数关系，确定平均声压的平方与噪声传播距离、旋翼拉力系数、桨尖马赫数、旋翼噪声指向性的关系，所述平均声压的平方用来表征旋翼悬停状态下的气动噪声。根据旋翼悬停状态的基本状态参数计算获得不同状态和位置测点处的噪声水平，能够为数值计算和试验结果判别提供必要的验证方法支撑。
-
公开(公告)号：CN117421828A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311504049.6
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于直升机旋翼气动设计技术领域，特别涉及一种旋翼桨叶气动布局高效优化设计方法。本发明采用变可信度的代理模型和不同分析精度的旋翼气动特性分析模型，结合适用于桨叶气动布局设计的优化流程，构建一种旋翼桨叶气动布局的高效优化设计方法，有效地提升了桨叶气动布局优化设计的计算效率。以悬停效率和前飞升阻比提升为目标针对旋翼桨叶气动布局进行优化设计，通过生成较少的高可信度样本点集，减少对耗时比较长的高分析精度的旋翼气动特性分析模型的调用，从而有效地提升了桨叶气动布局优化设计的计算效率。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112199772A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011020831.7
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于直升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种直升机旋翼气动噪声快速计算方法。基于刚性桨叶假设，将旋翼桨叶分解为二维翼型和一维梁模型；首先生成二维翼型网格，然后沿展向进行插值，最终得到三维桨叶表面网格；流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力用来求解旋翼噪声声场。
-
公开(公告)号：CN112173077A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020941.3
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C11/20
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶。述桨叶的根部设有桨根接头，桨根接头有两个纵列式的连接孔，且连接孔的内壁连接有剪力螺栓，桨根接头通过剪力螺栓连接旋翼桨毂支臂。所述桨叶主翼型段起始于相对半径0.2667R，从相对半径0.2667R至桨尖的翼型厚度为7％‑12％。所述直升机旋翼桨叶自旋转中心到相对半径0.2667R的扭转角保持一致，从相对半径0.2667R至桨尖的气动扭转率为X，在保证了旋翼悬停性能的同时兼顾前飞性能。
-
公开(公告)号：CN112173075A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011028590.0
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形。桨叶气动外形采用了多段翼型配置、前后掠桨尖构型、桨尖尖削以及负扭转设计，能够有效地降低旋翼气动噪声。在声学风洞开展了该桨叶和基准桨叶噪声测量试验，结果表明，在典型斜下降状态，该桨叶噪声优于基准桨叶，旋翼噪声最大降幅达6分贝，平均降噪幅度接近4分贝。
-
公开(公告)号：CN108051659B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201711251502.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01R29/26
Abstract: 本发明公开了一种分离提取旋翼噪声的方法，属于直升机噪声试验技术领域。适用于直升机旋翼噪声的分离提取，包括以下步骤：步骤一、获取直升机的旋翼噪声基频、发动机噪声基频和尾桨噪声基频；步骤二、对测量得到的直升机噪声的声压时域信号进行傅里叶变换转化为频域信号；步骤三、选取截止频率进行高通滤波以及选定频率段幅值衰减，从频域信号中剔除环境噪声、发动机噪声和尾桨噪声的影响；步骤四、对处理后的频域信号进行逆傅里叶变换，从而提取得到旋翼噪声的声压时域信号。本发明在频域信号中已经对环境噪声、尾桨噪声和发动机噪声得到衰减剔除，在时域信号中可以明显看到旋翼噪声信号的周期特性，能够简单快速的将旋翼噪声进行提取分离。
-
公开(公告)号：CN111046493A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911232693.6
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机空气动力学技术领域，公开了一种基于集中载荷的旋翼气动噪声计算方法。包括：S1，进行旋翼气动仿真得到多个桨叶剖面的集中载荷，每个桨叶剖面的集中载荷包括对应桨叶剖面的升力系数、阻力系数；S2，根据每个桨叶剖面的升力系数、阻力系数，计算每个桨叶微段的升力、阻力；其中，桨叶微段与桨叶剖面一一对应；S3，根据每个桨叶微段的升力、阻力分别计算对应桨叶微段的升力、阻力的离散载荷；S4，根据所有桨叶微段的升力、阻力的离散载荷计算旋翼气动噪声，将旋翼气动计算得到的集中载荷转换成沿弦向分布的离散载荷，高效率地计算出各个观测点处的旋翼噪声值。
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
19
records
(took 0.023 seconds)
