-
公开(公告)号：CN112214835B
公开(公告)日：2022-05-06
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。
-
公开(公告)号：CN112173097A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011021217.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/10 , B64C27/46 , B64C27/473
Abstract: 本发明属于旋翼气动设计技术领域，公开了一种不等直径共轴双旋翼。所述双旋翼包括：上旋翼和下旋翼，所述上旋翼和下旋翼共轴，且所述上旋翼的直径大于所述下旋翼的直径。采用共轴双旋翼，上下旋翼直径不同，充分利用下旋翼对上旋翼的有利干扰，同时又能减小上旋翼对下旋翼的不利干扰，比常规等直径共轴双旋翼具有明显的悬停效率优势。
-
公开(公告)号：CN119577938A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411440785.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种计及旋翼下洗流干扰的部件动载荷预估装置和方法，所述装置包括全机模块，所述全机模块包括：主旋翼模块，用于提供旋翼桨叶翼型参数、旋翼桨叶气动参数和旋翼桨叶结构参数；尾桨模块，用于提供尾桨桨叶翼型参数、尾桨桨叶气动参数和尾桨桨叶结构参数；平尾模块，用于提供平尾气动特性数据；机身模块，用于提供机身气动特性数据、总体参数和旋翼下洗流速度分布；配平分析模块，用于计算得到尾桨动载荷或平尾动载荷；本发明能够有效指导直升机各部件的强度校核和寿命评估工作，并且能够有效指导直升机各部件减重增寿，降低飞行事故发生率并提升直升机整体性能。
-
公开(公告)号：CN119416342A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434267.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于材料力学悬臂梁结构弯曲变形计算领域，尤其涉及一种共轴双旋翼直升机桨尖间距快速计算方法。共轴双旋翼直升机的上下桨叶分别安装上旋翼遥测采集器、下旋翼遥测采集器；且上下桨叶分别粘贴应变计；所述上旋翼遥测采集器和下旋翼遥测采集器为同步采集的两套桨叶应变载荷采集器，分别用来采集粘贴应变计的上桨叶和粘贴应变计的下桨叶的应变信号；光电脉冲传感器布置在机身顶部预设位置处，光电脉冲传感器垂直向上安装。
-
公开(公告)号：CN112199772A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011020831.7
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于直升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种直升机旋翼气动噪声快速计算方法。基于刚性桨叶假设，将旋翼桨叶分解为二维翼型和一维梁模型；首先生成二维翼型网格，然后沿展向进行插值，最终得到三维桨叶表面网格；流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力用来求解旋翼噪声声场。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112173077A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020941.3
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C11/20
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶。述桨叶的根部设有桨根接头，桨根接头有两个纵列式的连接孔，且连接孔的内壁连接有剪力螺栓，桨根接头通过剪力螺栓连接旋翼桨毂支臂。所述桨叶主翼型段起始于相对半径0.2667R，从相对半径0.2667R至桨尖的翼型厚度为7％‑12％。所述直升机旋翼桨叶自旋转中心到相对半径0.2667R的扭转角保持一致，从相对半径0.2667R至桨尖的气动扭转率为X，在保证了旋翼悬停性能的同时兼顾前飞性能。
-
公开(公告)号：CN112173075A
公开(公告)日：2021-01-05
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。
-
公开(公告)号：CN108051659B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201711251502.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01R29/26
Abstract: 本发明公开了一种分离提取旋翼噪声的方法，属于直升机噪声试验技术领域。适用于直升机旋翼噪声的分离提取，包括以下步骤：步骤一、获取直升机的旋翼噪声基频、发动机噪声基频和尾桨噪声基频；步骤二、对测量得到的直升机噪声的声压时域信号进行傅里叶变换转化为频域信号；步骤三、选取截止频率进行高通滤波以及选定频率段幅值衰减，从频域信号中剔除环境噪声、发动机噪声和尾桨噪声的影响；步骤四、对处理后的频域信号进行逆傅里叶变换，从而提取得到旋翼噪声的声压时域信号。本发明在频域信号中已经对环境噪声、尾桨噪声和发动机噪声得到衰减剔除，在时域信号中可以明显看到旋翼噪声信号的周期特性，能够简单快速的将旋翼噪声进行提取分离。
-
公开(公告)号：CN111046493A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911232693.6
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机空气动力学技术领域，公开了一种基于集中载荷的旋翼气动噪声计算方法。包括：S1，进行旋翼气动仿真得到多个桨叶剖面的集中载荷，每个桨叶剖面的集中载荷包括对应桨叶剖面的升力系数、阻力系数；S2，根据每个桨叶剖面的升力系数、阻力系数，计算每个桨叶微段的升力、阻力；其中，桨叶微段与桨叶剖面一一对应；S3，根据每个桨叶微段的升力、阻力分别计算对应桨叶微段的升力、阻力的离散载荷；S4，根据所有桨叶微段的升力、阻力的离散载荷计算旋翼气动噪声，将旋翼气动计算得到的集中载荷转换成沿弦向分布的离散载荷，高效率地计算出各个观测点处的旋翼噪声值。
-
公开(公告)号：CN110844064A
公开(公告)日：2020-02-28
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
38
records
(took 0.026 seconds)
