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公开(公告)号：CN113928540B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202111391773.3
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机惯量变距旋翼，包括：马达，设置在直升机的顶部；中央桨毂，与所述马达的转子连接；变距齿轮组，与所述中央桨毂连接；相位传感器，设置在所述马达的底部，用于检测桨叶的相位；转速控制器，与所述马达连接，用于控制所述马达的转速；本发明通过本惯量变距旋翼结构，可简单便捷的实现周期变距控制，大幅降低周期变距技术的难度，降低直升机使用与维护的难度，利于直升机的普及应用。
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公开(公告)号：CN115729261A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211460229.4
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所 , 江西神州六合直升机有限责任公司
Abstract: 本发明属于多旋翼无人机飞行控制技术领域，具体提出了一种多旋翼无人机自主巡航及充电的控制方法。在多架巡航任务的无人机的航线上布置多台充电站,并使用该方法进行无人机的巡航和自主充电的控制流程，可以满足它们自主完成巡航任务，且无需返回基地充电，即可完成长时间、长里程的巡航；本发明支持多架无人机同时巡航，多台充电站在巡航航线上可以任意布置，无特定场地要求。本发明提出的充电控制方法中，通过无人机与充电站距离关系确判断剩余电量的方法，可以有效避免采用固定阈值确定无人机电量不足导致难以达到充电站的情形。
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公开(公告)号：CN114756952A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210146557.0
申请日：2022-02-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F113/08 , G06F119/14 , 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，公开了一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法。针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格；根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。
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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：CN115899169A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211439943.5
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F16F15/173 , F16F15/124 , B64C27/00
Abstract: 本发明公开了一种积木组装式“负刚度”隔振装置，包括上隔振组件(1)和下隔振组件(2)，上、下隔振组件中轴线上通过传力主轴(3)连接，上、下隔振组件的一侧通过立板(4)连接，另一侧也通过立板(4)连接，上、下隔振组件的液体腔体间还通过外置管道(5)连通；所述的传力主轴(3)中部设有球轴承(9)。
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公开(公告)号：CN115828421A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211460987.6
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/10
Abstract: 本申请提供一种直升机噪声预警方法，所述方法包括：步骤1：根据直升机型号、外形、总体参数和飞行状态对应的声辐射球噪声数据，预先建立噪声仿真数据库。步骤2：对于执行任务中的直升机，通过传感器测量飞行参数。步骤3：根据飞行速度和飞行姿态，确定对应的直升机前进比和桨盘夹角，从噪声仿真数据库中提取与所述前进比和桨盘夹角对应的声辐射球噪声数据。步骤4：基于声辐射球噪声数据和飞行高度，计算得到地面声场。步骤5：当地面声场存在噪声级超过噪声限定值时，直升机噪声预警系统将主动预警。
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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。
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公开(公告)号：CN115009518A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210363229.6
申请日：2022-04-07
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/32 , B64C27/46 , B64C27/467 , B64C27/473
Abstract: 本发明实施例公开一种共支臂桨叶旋翼，包括：一个桨毂，至少两个支臂，每个支臂上安装有至少两个桨叶；至少两个支臂沿周向安装在桨毂上，每个支臂的安装端面上设置有至少两个安装接口，用于一一对应的安装至少两个桨叶；其中，每个支臂上安装的每片桨叶具有不同的交叉角和不同的反角。本发明实施例解决了现有旋翼类飞行器，由于每片桨叶均需配置相应的桨叶支臂，从而导致变距结构复杂、所占空间较大，桨毂的尺寸和重量的比重较大，以及飞行器的有效载荷较小，桨叶有效升力面积比较小等问题。
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公开(公告)号：CN218765593U
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202223058626.7
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供一种旋翼气动噪声传声器阵列，包括N个传声器1、N个传声器固定单元2、弧形支撑架3、步进电动机4、平台底座6，其中：弧形支撑架3的内侧沿着第一端至第二端分别设置N个传声器固定单元2，每个传声器固定单元2均与传声器1固定连接；弧形支撑架3的第一端与步进电动机4连接，步进电动机4竖直固定在平台底座6上；在直升机旋翼气动噪声测试试验时，弧形支撑架3的第一端固定，弧形支撑架3的第二端以步进电动机4为中心旋转。
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