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公开(公告)号：CN109540459A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811333267.7
申请日：2018-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M9/08
CPC classification number: G01M9/08
Abstract: 本申请提供了一种气动特性数值结果修正方法，属于直升机试验技术领域，本申请的气动特性数值结果修正方法通过对获取与目标直升机气动结构相似的现有直升机气动特性风洞试验值和CFD计算值，得到气动特性CFD计算值的修正系数，并通过修正系数得到目标直升机的气动特性CFD计算值。本申请的气动特性数值结果修正方法与风洞试验获得气动特性数值的方法相比，可以缩短70％的设计时间，同时能降低成本，为直升机快速设计和降低成本提供了有效可行的方法。
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公开(公告)号：CN114117958B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202111381914.3
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G01M9/00 , B64F5/60 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种评估机身气动特性计算结果准确度的方法，通过对机身气动特性CFD计算结果与风洞试验结果进行定性地对比分析，之后计算得到机身气动特性CFD计算结果准确度的评估指标结果，最终可以定量地给出直升机机身气动特性CFD计算结果准确度的评估结果。支撑机身气动特性CFD计算结果在直升机型号研制过程中的应用。同时为机身气动特性CFD计算过程中的求解方法选取、网格划分等的改进提供一定的参考。
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公开(公告)号：CN108639318B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN201810677009.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及一种直升机反扭矩平衡系统，属于直升机气动部件设计技术领域，其包括：壳体，所述壳体具有一容腔且在所述壳体上设有连通至所述容腔的进气口及排气口，所述进气口的中心线与排气口的中心线呈预设角度；横流风扇，所述横流风扇设置于所述容腔内，用于引导自所述进气口流入的气流从所述排气口流出，以提供用于平衡直升机反扭矩的侧向力；中心轴，所述中心轴设置于所述容腔内且固定于所述壳体上，用于支撑所述横流风扇并使得所述横流风扇绕所述中心轴转动。本发明可以提高直升机起降和低空飞行的安全性、减少该系统的功率消耗、噪声和振动水平下降、可以提供一定大小的垂向分力，从而使得直升机重心容许范围扩大。
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公开(公告)号：CN114033542B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111382112.4
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发动机进排气系统，包括：排气管，安装在预设位置处，所述预设位置是根据进气温度畸变程度确定的，并根据所述进气温度畸变程度设置所述排气管的轴线中的圆弧线长度和半径；进气口，与所述排气管间隔预设距离进行布置；阻流板，安装在所述进气口的下沿，用于阻止前侧的流场分离涡进入所述进气口；本发明经科研试飞验证，确定本发明能够有效解决直升机喘振问题。
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公开(公告)号：CN109540459B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201811333267.7
申请日：2018-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本申请提供了一种气动特性数值结果修正方法，属于直升机试验技术领域，本申请的气动特性数值结果修正方法通过对获取与目标直升机气动结构相似的现有直升机气动特性风洞试验值和CFD计算值，得到气动特性CFD计算值的修正系数，并通过修正系数得到目标直升机的气动特性CFD计算值。本申请的气动特性数值结果修正方法与风洞试验获得气动特性数值的方法相比，可以缩短70％的设计时间，同时能降低成本，为直升机快速设计和降低成本提供了有效可行的方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109533282B
公开(公告)日：2020-09-25
申请号：CN201811334297.X
申请日：2018-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种直升机尾部垂直安定面设计方法，包括：步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置；步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线；步骤3：判断全机的偏航力矩系数是否满足要求；步骤4：若全机的偏航力矩系数曲线不满足所述要求，则调整全机的偏航力矩系数：步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。
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公开(公告)号：CN106407731B
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201611086147.2
申请日：2016-11-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种气动干扰流场数值计算方法，属于直升机机翼设计技术领域，包括以下步骤：步骤一：输入旋翼参数；步骤二：输入飞行状态参数并选择桨叶动力学模型；步骤三：根据直升机的飞行环境选择一个地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度参数；步骤四：将选取的地形表面划分多个四边形面元，对曲面面元进行平面投影，获取每个面元上的常值面源及四周涡环并对面源及涡环进行排序；步骤五：选用自由尾迹模型，计算旋翼诱导速度；步骤六：根据诱导速度以及点到涡环的距离计算旋翼的拉力、功率系数气动力特性，为飞行状态参数的设计与选取提供参考；步骤七：采用自由尾迹计算模型得到总压与自由流总压的差值分析计算地面压力分布情况，能够为设计和选取地形提供参考。
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公开(公告)号：CN113928554B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111381846.0
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/82
Abstract: 本发明公开了一种直升机尾部反扭矩装置及气动设计方法，所述装置包括在直升机尾梁的末端与垂尾交界处布置的旋转涡轮，旋转涡轮的轴向与尾梁的轴向一致；从直升机的发动机引出的传动轴沿尾梁布置并用于驱动旋转涡轮；尾梁后端设计有一个进气环，进气环上分布有进气孔；在垂尾上分布有环圈，环圈是内部为环状的空腔体结构，环圈的轴向垂直于尾梁的轴向；进气环与旋转涡轮的进气端连接，旋转涡轮的出气端通过气流管道分别连接各个环圈；在环圈的内圆周上设置有出风槽。本发明能有效解决现有技术存在的容易造成地面人员伤害、功率大等问题。
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公开(公告)号：CN112182754B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202011020501.8
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法，该方法首先根据来流方向前方气流是否被阻拦的情况，将直升机机身表面凸出物进行分类，之后分别对没有阻拦、部分阻拦和完全阻拦的机身表面凸出物进行评估和计算阻力，最后计算相加得到加装凸出物之后的全机机身阻力。本发明可以比较快速地评估得到直升机机身表面凸出物的阻力和直升机加装表面凸出物之后的总阻力，从而加快直升机的研发进度、降低直升机的研制成本。
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公开(公告)号：CN112173137B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202011020372.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种直升机降温进气道，包括：管状的进气道，在进气道的外部包裹有蒙皮，蒙皮与进气道外壁之间存在间腔；所述进气道内部靠近入口一侧设置有多个降温导流片，降温导流片沿平行于进气道轴线的方向间隔布设，且相互平行；所述降温导流片包括气流导引片，气流导引片上分布有冷却剂导管、涡流发生器及雾化喷口，冷却剂导管与所述涡流发生器连接；所述进气道的入口内部沿圆周方向设置有降温剂导管，降温剂导管上分布有雾化喷管。本发明结构可以使得直升机发动机进气温度降低，发动机吸入气流的密度增大，达到提升发动机功率的目的。
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