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公开(公告)号：CN113942642B
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202111376485.0
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/467 , G01L11/00
Abstract: 本发明属于直升机旋翼桨叶设计技术领域，公开了一种带有气动压力测量传感器的直升机桨叶。通过在旋翼桨叶表面安装布置能够测量桨叶表面动态压力的传感器，并采用专用蜡进行传感器的固定和桨叶表面气动外形维型，经过旋翼桨叶气动布局设计、结构设计、动力学设计、疲劳强度校核和加工制造的研制流程，从而实现了旋翼高速旋转状态下桨叶表面动态压力的精确测量，为旋翼气动噪声与桨叶表面脉动压力的影响关系研究提供了数据支撑。
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公开(公告)号：CN110844064B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN201910960828.4
申请日：2019-10-10
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/467
Abstract: 本发明属于直升机旋翼桨叶设计，具体涉及一种适用于低雷诺数的旋翼桨叶气动布局方案。本发明低雷诺数旋翼桨叶由桨根、桨叶内侧、桨尖三部分组成，其中，桨叶弦长最大处位于桨叶内侧，且桨叶上方前缘距变距轴线的距离小于桨叶后缘距变距轴线的距离，且桨叶内侧弦长最大处临近桨根，而远离桨尖。本发明低雷诺数旋翼桨叶通过对桨叶结构、形状，特别是其几何外形及参数进行优化设计，从而提高提高其气动性能，以某全机20kg电动四旋翼无人机为例，采用本发明桨叶其悬停时间超过常规四旋翼时间的1倍，有效载荷重量超过常规旋翼载荷重量，因此极大的提高了旋翼飞行器的飞行性能，具有较大的实际应用价值。
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公开(公告)号：CN112173075B
公开(公告)日：2022-12-30
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。
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公开(公告)号：CN114169070A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111398904.0
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开一种飞行器的翼型生成方法，包括：建立翼型的厚度分布模型，厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且厚度分段函数以最大相对厚度、最大相对厚度位置和后缘相对厚度为输入，以弦长所有位置的厚度为输出；建立翼型的弯度分布模型，弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且弯度分段函数以最大相对弯度和最大相对弯度位置为输入，以弦长所有位置的弯度输出；根据厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。本发明提供的技术方案解决了现有已公开的多种翼型，由于所公开的表示方式都是局部的，并没有公开完整的翼型簇，从而导致采用这些翼型在应用上具有较大局限性的问题。
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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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN120046232A
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202411440788.8
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种主减撑杆式液弹隔振系统动力学建模分析方法，所述主减撑杆式液弹隔振系统是由液弹隔振器串入到主减撑杆中形成的，所述方法包括以下步骤：分析垂向方向的传递特性；分析旋翼旋转平面内力矩单独作用的传递特性；分析旋翼旋转平面内力和力矩共同作用的传递特性；根据建模分析对比隔振系统垂向、水平方向隔振特性计算中液弹隔振器方程可以看出，对于不同的外部受力形式或隔振系统构造形式，隔振器内部受力和运动变形都是一致的。内部各部件的运动变形和受力是隔振器固有的特征，不受外部条件影响，隔振系统的减振仅与液弹隔振器的设计有关。
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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：CN119577939A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411440787.3
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种摆振柔软式倾转旋翼机船面共振建模与分析方法，包括：根据右侧半展动力学模型，求解起落架垂向载荷静平衡方程，得到机轮垂向载荷；根据第一试验曲线中的数据、机轮垂向载荷，插值得到机轮和缓冲器压缩量；根据机轮和缓冲器压缩量、第二试验曲线的数据，插值得到机轮和缓冲器的刚度、阻尼系数；根据右侧半展动力学模型以及机轮和缓冲器的刚度、阻尼系数，建立飞行器的全展动力学模型；对旋翼操纵进行配平分析，得到全展动力学模型的线化质量、刚度和阻尼矩阵；对线化质量、刚度和阻尼矩阵，进行特征值分析，得到全展动力学模型的稳定性分析结果。
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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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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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