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公开(公告)号：CN119475561A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411440108.2
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种三维外形旋翼及其多尾迹气动分析方法，该方法包括：获取旋翼总体参数、气动参数、动力学参数、尾迹参数和飞行状态参数；基于所述旋翼总体参数、气动参数、动力学参数、尾迹参数和飞行状态参数，得到初始条件下的旋翼整体流场分布；更新所述初始条件下的旋翼整体流场分布，得到最终的旋翼整体流场分布；本发明建立了适用于复杂三维外形旋翼的非定常气动力模型、多尾迹模型以及结构动力学模型，提升了复杂三维外形旋翼的气动分析与气弹动力学分析能力。
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公开(公告)号：CN116305512A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211439884.1
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64C27/22 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种分布式多旋翼飞行器气弹分析方法。在机翼根部与机身连接点处建立相对惯性坐标系XIYIZI；通过转换矩阵在相对惯性坐标系中描述桨叶、短舱和机翼的运动；基于Hamilton原理，根据运动描述推导出桨叶、短舱和机翼能量变分，进而建立多桨/倾转机翼耦合系统的动力学方程。为解决相关动稳定性和动载荷问题、开展耦合动力学设计提供工具基础。
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公开(公告)号：CN119066780A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411220264.8
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种高速大前进比旋翼瞬态动力学分析方法，所述方法包括：建立变转速瞬态过程动力学方程，其中，所述变转速瞬态过程动力学方程包括系统动能项；建立两个坐标系，基于所述坐标系推导所述系统动能项，得到系统动能方程；基于所述系统动能方程建立瞬态气弹分析模型；基于所述瞬态气弹分析模型进行变转速瞬态动力学分析，得到瞬态气弹响应结果；同时，本申请还提供了一种高速大前进比旋翼瞬态动力学分析装置；本申请发展高速大前进比旋翼瞬态动力学计算方法，研究变转速过程瞬态气弹行为特性，为高速大前进比旋翼的发展提供理论依据与技术支撑。
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公开(公告)号：CN114186334B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202111382566.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。
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公开(公告)号：CN112213060B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202011028621.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机旋翼试验技术领域，尤其涉及一种旋翼气弹稳定性试验旋翼整体振型激振方法。采用三个激振器对自动倾斜器不动环施加协同激励。协同激励包括：三缸总距激振和三缸章动型激振。分别实现旋翼集合型整体振型模态和周期型整体振型模态测量，响应信号中只包含一个频率成分，大大提高模态识别数据处理的精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112213060A
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202011028621.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机旋翼试验技术领域，尤其涉及一种旋翼气弹稳定性试验旋翼整体振型激振方法。采用三个激振器对自动倾斜器不动环施加协同激励。协同激励包括：三缸总距激振和三缸章动型激振。分别实现旋翼集合型整体振型模态和周期型整体振型模态测量，响应信号中只包含一个频率成分，大大提高模态识别数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN119272401A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411192154.5
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种基于气动干扰模型的双旋翼桨尖间距计算方法，所述方法包括：步骤1：建立旋翼/机身耦合动力学理论模型δ∏；步骤2：根据旋翼/机身耦合动力学理论模型δ∏，完成对应飞行策略下的全机配平，计算得到对应的桨毂载荷；步骤3：构建气动干扰模型，根据桨毂载荷计算基于气动干扰模型的旋翼配平后的非定常气动力；步骤4：依据非定常气动力，对旋翼的周期动力学方程进行求解旋翼桨尖响应，结合方位角计算得到桨尖间距。
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公开(公告)号：CN117786828A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311504635.0
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本申请提供了一种三维桨叶悬停状态颤振稳定性分析方法，所述方法包括：基于偶极子网格法建立悬停状态旋翼桨叶非定常气动力模型；基于三维有限元模型建立三维复杂外形桨叶结构动力学模型；基于所述悬停状态旋翼桨叶非定常气动力模型和所述三维复杂外形桨叶结构动力学模型，建立三维复杂外形旋翼颤振分析模型；基于所述三维复杂外形旋翼颤振分析模型，对三维复杂外形旋翼进行非线性颤振分析；同时，本申请还提供了一种三维桨叶悬停状态颤振稳定性分析装置；本申请真实地反映三维复杂外形旋翼桨叶悬停状态颤振稳定性的物理现象，具有更高的颤振转速预估精度。
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公开(公告)号：CN115774948A
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211440050.2
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06T17/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种复杂三维外形布局的旋翼耦合动力学计算方法。建立前突/后掠/下反构型引起的坐标转换关系；描述弹性桨叶挥舞、摆振、扭转的非线性弹性变形以及相互之间的非线性耦合关系；基于坐标转换关系和非线性耦合关系描述复杂三维外形布局引起的非线性运动；根据非线性运动的描述，基于哈密顿原理建立旋翼应变能、动能与外力虚功之间的关系，并采用15自由度梁单元的有限元方法建立旋翼动力学方程。本发明能有效反映桨尖前/后掠引起的挥舞‑扭转方向的结构耦合特点以及耦合程度，能有效反映出桨尖上/下反引起的摆振‑扭转方向的结构耦合特点及耦合程度，能有效反映桨叶三维外形引起的旋翼动力学特征行为。
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公开(公告)号：CN114186334A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111382566.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。
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