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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：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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Patent Agency Ranking
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：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：CN114084375B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111382046.0
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于直升机旋翼动力学领域，具体涉及一种旋翼系统装试验台耦合固有频率计算方法。所述方法包括：在试验台坐标系中描述试验台和旋翼桨叶的整体运动，计及试验台运动和桨叶运动的耦合作用；根据所述耦合作用得到桨叶上任意一点的矢径和速度；利用得到的矢径和速度，计算桨叶的应变能和动能；通过实验测试得到试验台的应变能和动能；利用桨叶、试验台的应变能和动能，采用Hamilton’s原理推导得到旋翼/试验台耦合系统的运动学方程；求解所述动力学方程旋翼/试验台耦合系统的固有特性。本发明将试验台结构模态参数与旋翼结构参数进行拼装得到耦合系统动力学方程，分析试验台对旋翼固有频率的影响规律。
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公开(公告)号：CN114084375A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111382046.0
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于直升机旋翼动力学领域，具体涉及一种旋翼系统装试验台耦合固有频率计算方法。所述方法包括：在试验台坐标系中描述试验台和旋翼桨叶的整体运动，计及试验台运动和桨叶运动的耦合作用；根据所述耦合作用得到桨叶上任意一点的矢径和速度；利用得到的矢径和速度，计算桨叶的应变能和动能；通过实验测试得到试验台的应变能和动能；利用桨叶、试验台的应变能和动能，采用Hamilton’s原理推导得到旋翼/试验台耦合系统的运动学方程；求解所述动力学方程旋翼/试验台耦合系统的固有特性。本发明将试验台结构模态参数与旋翼结构参数进行拼装得到耦合系统动力学方程，分析试验台对旋翼固有频率的影响规律。
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