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公开(公告)号：CN116331475B
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202310398908.1
申请日：2023-04-13
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种收藏式单桨共轴旋翼超高速直升机，涉及飞行器技术领域；包括机身，所述机身上分别设有机翼和尾翼，所述机身末端设有尾推螺旋桨，所述机身顶部设有旋翼机构，所述旋翼机构包括旋翼，所述旋翼机构能够带动旋翼收纳于所述机身的旋翼收纳舱内。本发明在直升机高速飞行时旋翼停止工作，由尾推螺旋桨提供推进力、机翼提供升力，从而规避掉高速飞行时旋翼空气动力学特性的缺陷；此外，旋翼可收起并收纳进机身内来进一步减小阻力，提高最大飞行速度。
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公开(公告)号：CN116853490A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202311002602.6
申请日：2023-08-09
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/52 , B64C27/22 , B64U30/297 , B64U10/14
摘要： 本发明公开一种全动机翼三位变体倾转旋翼飞行器，涉及飞行器领域，包括中心机体，所述中心机体尾部设有矢量发动机；所述中心机体上设有四个呈X构型变体飞翼流线型布局的机翼结构，能够降低诱导阻力和气动干扰，得到高置信度鲁棒性和操纵性，每一所述机翼结构与中心机体连接处设有变体转动装置；以所述中心机体的轴线方向为X轴方向形成的坐标系中，四个所述机翼结构分别关于XY平面、XZ平面以及中心机体的重心对称布置。本发明能够根据飞行环境变化和飞行任务需求自适应改变机翼结构状态，结构新颖简单，前飞速度大且具有高置信度控制策略，具有优异的机动性和灵敏性以及鲁棒性。能够适应复杂多变的外界环境并满足各种飞行任务需求。
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公开(公告)号：CN116654252A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310734826.X
申请日：2023-06-20
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种可变机翼及旋翼短舱的倾转旋翼系统及其控制方法，所述倾转旋翼系统包括倾转旋翼飞行器，设置在倾转旋翼飞行器的机身与机翼的连接轴上的第一倾转装置，及设置在倾转旋翼飞行器的机翼与旋翼短舱的连接轴上的第二倾转装置；所述第一倾转装置用于带动所述机翼相对于所述机身转动，所述第二倾转装置用于带动所述旋翼短舱相对于所述机翼转动。本发明通过在机身与机翼的连接轴上的第一倾转装置，在机翼与旋翼短舱的连接轴上的第二倾转装置，实现机翼及旋翼短舱的单独控制，进而实现倾转过渡状态全机升力和推力的精准控制。
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公开(公告)号：CN115973428A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310166227.2
申请日：2023-02-27
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种埋入式进气道结构，涉及飞行设备领域，包括进气道本体，进气道本体具有底壁和进气口，进气道本体的底壁用于固定连接于机翼的后缘，进气道本体的底壁的上表面呈流线型，进气道本体的底壁的上表面能够与机翼的上表面衔接并平滑过渡，进气道本体靠近机翼一端的开口为进气口，当飞行器水平飞行时进气口位于进气道本体的底壁的上方且低于机翼的上表面的最高点。本发明还提供了一种飞行器，包括机翼、机身和上述的埋入式进气道结构，进气道本体的底壁固定连接于机翼的后缘，机翼与机身固定连接。本发明提供的埋入式进气道结构和飞行器能够提高进气效率；减少较强雷达回波，提高雷达隐身性能。
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公开(公告)号：CN115628806A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211264268.7
申请日：2022-10-17
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种直升机旋翼噪声的确定方法、系统及电子装置，涉及噪声值测量技术领域，获取直升机旋翼所在流场的声源信息；根据声源信息确定直升机旋翼所在流场的多个声源项；根据当前发声时间和当前声源发声位置，确定观测点的物理接收时间；确定观测点每个物理接收时间源于当前声源的多个观测点接收声压；将同一物理接收时间多个声源对应的观测点接收声压进行叠加后，作为对应物理接收时间时的直升机旋翼噪声。通过修正观测点物理接收时间，在确定直升机旋翼噪声考虑到了声速、流场速度和观测点的移动性，提高了直升机旋翼噪声的确定精度。
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公开(公告)号：CN114275158B
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202210007612.8
申请日：2022-01-06
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/467 , B64C27/46
摘要： 本发明公开一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，涉及旋翼类飞行器，包括第一阻力片、第一连接杆、第二阻力片、第二连接杆、转盘、第一铰接连杆和第二铰接连杆；直升机不需要进行噪声控制时，第一阻力片和第二阻力片降至旋翼桨尖内部；直升机需要进行噪声控制时，第一阻力片和第二阻力片升高至旋翼桨尖外部，第一阻力片和第二阻力片迎风产生阻力，阻力产生与厚度噪声声压曲线相位相同且方向相反的载荷噪声；第一阻力片和第二阻力片旋转来调整载荷噪声的方向。本发明能有效降低桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性。
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公开(公告)号：CN115481586A
公开(公告)日：2022-12-16
申请号：CN202211318498.7
申请日：2022-10-26
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明提供了一种计算流体动力学流场确定方法、系统及电子设备，涉及动量源方法技术领域，确定计算域桨盘网格和动量源域桨盘网格的映射关系；在计算域确定流体控制方程，得到桨叶半径处每个桨叶的在计算域坐标系下的第一速度；以及在动量源域坐标系下的第二速度；将旋翼桨叶结构等效为Bernoulli‑Euler梁，得到桨叶挥舞速度；利用挥舞速度对第二速度中的法向速度分量进行更新，得到受挥舞变形运动影响的动量源项；进而确定流体动力学流场。本发明考虑到旋翼桨叶结构挥舞变形运动对计算流体动力学流场的影响，进而提高确定计算流体动力学流场的精度和合理性。
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公开(公告)号：CN115016518A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210696886.2
申请日：2022-06-20
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明提出了一种直升机姿态规划控制系统及方法，属于旋翼类飞行器动态控制技术领域，包括：用于确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型的直升机模型确定模块；用于在任一雷达入射方向下对各直升机模型进行雷达扫描时，计算各直升机模型的RCS值，构建得到RCS数据库的RCS数据库构建模块；用于确定任一雷达入射方向的RCS均值的RCS均值确定模块；用于将RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向的目标入射方向确定模块；用于按照目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于目标雷达扫描源的位置关系的直升机姿态调整模块。实现了对直升机与目标雷达发射源之间最优位置关系的规划，提高了直升机的隐身性能。
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公开(公告)号：CN112960112B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202110320695.1
申请日：2021-03-25
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/467
摘要： 本发明涉及一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型为前后缘非对称的双钝头翼型，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2；所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。本发明的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，具有更好的气动性能，即在升力偏置旋翼的典型工作状态下阻力更低，力矩系数低，能够适应升力偏置旋翼桨叶根部的来流变化，实现有效减阻，更适合配置在升力偏置旋翼的根部。
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公开(公告)号：CN113353287B
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202110788736.X
申请日：2021-07-13
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明公开了一种暗室测试用桨叶，包括桨叶段和桨叶壳，桨叶壳套装于桨叶段的外部，桨叶壳的外部能够涂覆吸波材料，桨叶壳与桨叶段可拆卸连接。本发明的暗室测试用桨叶，在桨叶壳上按要求均匀涂覆不同电磁参数的吸波材料，将桨叶壳套装于桨叶段的外部，方便对桨叶RCS进行测试；另外，桨叶壳的数量为多段，可将涂覆不同吸波材料的桨叶壳进行排列组合，以测试不同吸波材料位于桨叶不同位置时对桨叶RCS的影响。同时，本发明还提供了一种暗室测试用装置，包括支撑机构和上述暗室测试用桨叶，支撑机构的数量为两组，两组支撑机构设置于暗室测试用桨叶的两端，支撑机构能够支撑固定暗室测试用桨叶，提高测试过程桨叶的稳定性。
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