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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117558372A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311485697.1
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G16C60/00 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及压电材料技术领域，特别是涉及一种用于叉指电极型压电叠堆驱动器的建模和指尖应力计算方法。包括以下步骤：步骤一：建立叉指电极压电叠堆驱动器几何模型；步骤二：为几何模型设置材料属性；步骤三：为几何模型设置边界条件；步骤四：对几何模型进行网格划分并进行指尖应力计算。
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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：CN110928180B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN201911232639.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明属于作动器控制技术领域，公开了一种作动器的迟滞补偿方法和装置，包括：S1，获取时域控制信号和作动器的实际响应信号，所述时域控制信号为作动器的期望输入信号；S2，获取时域控制信号的频率、幅值和相位，根据时域控制信号的频率、幅值和相位，以及作动器的实际响应信号采用频域误差补偿对作动器的实际响应信号进行逐频率迟滞补偿，得到频域补偿后的控制信号，解决工程中作动器响应总是滞后于控制输入期望信号的问题。
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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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公开(公告)号：CN112182932A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011022137.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明属旋翼设计技术领域，公开了一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法。通过智能旋翼压电驱动器的位移性能数据来修正仿真模型中的压电材料参数，通过压电驱动器带弹簧负载的迟滞性能测试来修正仿真模型中的输入电压幅值，使得建立的襟翼驱动机构的有限元仿真模型更贴近试验模型，预估得到的襟翼偏转角精度更高。
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