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公开(公告)号：CN105070003B
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201510251615.6
申请日：2015-05-18
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国直升机设计研究所
IPC: G08C17/02
Abstract: 本发明涉及一种共轴式直升机旋翼测量信号的传输系统，以解决现有技术信号传输线布线复杂、信号传输线更换难度大及槽口导致的结构缺陷问题。该系统包括下旋翼测量信号传输装置，该下旋翼测量信号传输装置包括下旋翼信号传输线以及接收并发送下旋翼测量信号的无线传输模块，该无线传输模块设置在外轴顶端和外轴套筒顶端之间的外轴的外壁上。本发明利用无线传输模块接收并发送下旋翼测量信号，实现了下旋翼测量信号的无线传输。因此不需要在外轴或外轴套筒上开槽，避免了结构缺陷问题。而且布线简洁，便于更换或调整。由于无线传输模块设置在外轴顶端和外轴套筒顶端的之间的外轴上，所以不会影响到外轴和外轴套筒之间的相对运动。
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公开(公告)号：CN109443768A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811355591.9
申请日：2018-11-14
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/028
Abstract: 本申请提供了一种直升机主减速器行星齿轮振动信号分离方法，属于直升机振动信号处理，其包括：获取加速度传感器的位置参数及行星轮的位置参数；确定分离角矩阵和行星齿轮的啮合时序；获取多个振动传感器的原始振动信号，根据行星架循环周期对多个所述原始振动信号进行分割并进行重采样获得多个行星架周期信号；对多个行星架周期信号采用加窗方法获得多个行星轮轮齿的振动信号；将所述振动信号拼接获得行星轮重构振动信号。本申请的直升机主减速器行星齿轮振动信号分离方法可以从复杂的行星传动系统的振动信号中，提取出单个行星轮的信号，并使每个行星齿轮的轮齿信号分离出来，为行星轮的故障诊断奠定基础。
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公开(公告)号：CN108045572A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711256517.7
申请日：2017-12-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/26
Abstract: 本发明涉及一种横列式复合推力高速直升机，其机包括：机身，对称布置于所述机身两侧的机翼，设置于机身尾部的尾翼，所述尾翼包括用于提供起俯仰安定作用的平尾及用于提供偏航方向运动垂尾；设置于所述机翼两侧端部的发动机，以及设置于发动机上方且横向设置的旋翼和布置于发动机后方靠近所述尾翼的方向的变距螺旋桨，且所述变距螺旋桨轴线与机身轴线平行。本发明的横列式复合推力高速直升机在高速时充分利用了刚性旋翼的前行桨叶，减少了旋翼间的气动干扰；V型布局可以增加飞行稳定性；刚性桨叶特性有效地减小了前飞时旋翼/机翼干扰，两旋翼小的横向间距大大降低了机翼的刚度和重量；推进桨设置在旋翼下方，简化了传动系统，节省了机身空间。
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公开(公告)号：CN105070003A
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510251615.6
申请日：2015-05-18
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国直升机设计研究所
IPC: G08C17/02
Abstract: 本发明涉及一种共轴式直升机旋翼测量信号的传输系统，以解决现有技术信号传输线布线复杂、信号传输线更换难度大及槽口导致的结构缺陷问题。该系统包括下旋翼测量信号传输装置，该下旋翼测量信号传输装置包括下旋翼信号传输线以及接收并发送下旋翼测量信号的无线传输模块，该无线传输模块设置在外轴顶端和外轴套筒顶端之间的外轴的外壁上。本发明利用无线传输模块接收并发送下旋翼测量信号，实现了下旋翼测量信号的无线传输。因此不需要在外轴或外轴套筒上开槽，避免了结构缺陷问题。而且布线简洁，便于更换或调整。由于无线传输模块设置在外轴顶端和外轴套筒顶端的之间的外轴上，所以不会影响到外轴和外轴套筒之间的相对运动。
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公开(公告)号：CN120046232A
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202411440788.8
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种主减撑杆式液弹隔振系统动力学建模分析方法，所述主减撑杆式液弹隔振系统是由液弹隔振器串入到主减撑杆中形成的，所述方法包括以下步骤：分析垂向方向的传递特性；分析旋翼旋转平面内力矩单独作用的传递特性；分析旋翼旋转平面内力和力矩共同作用的传递特性；根据建模分析对比隔振系统垂向、水平方向隔振特性计算中液弹隔振器方程可以看出，对于不同的外部受力形式或隔振系统构造形式，隔振器内部受力和运动变形都是一致的。内部各部件的运动变形和受力是隔振器固有的特征，不受外部条件影响，隔振系统的减振仅与液弹隔振器的设计有关。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN119468960A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411434300.0
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属直升机旋翼桨叶运动参数测量领域，涉及一种基于随转视觉的桨叶形变测量方法。该方法包括：在桨叶上表面安装LED标记点；在桨毂上方安装用于斜向下拍摄桨叶上表面的随转双目立体视觉系统；按试验状态通过随转双目立体视觉系统采集LED标记点的图像；在图像中识别LED标记点的像素坐标；根据预先标定得到的随转双目立体视觉系统的内参矩阵、旋转矩阵、平移矩阵，将LED标记点的像素坐标转化为随转双目立体视觉系统坐标系下的三维坐标；将随转双目立体视觉系统坐标系下LED标记点的三维坐标转换到桨毂坐标系下LED标记点的三维坐标，从而计算桨叶变形。
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公开(公告)号：CN114169068B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202111398816.0
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，包括：步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷。本发明提供的技术方案解决了现有直升机着舰飞行特性的分析方案中，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面存在空白，以及现有常规共轴直升机着舰飞行特性的分析精度较低的问题。
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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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