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公开(公告)号：CN117574533A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311483817.4
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，涉及一种新型桨尖旋翼悬停状态拉杆气动静载评估方法。本发明通过确定旋翼拉力T、旋翼旋转角速度、旋翼半径；计算旋翼拉力系数CT；据旋翼拉力系数CT，计算旋翼桨叶平均升力系数，据平均升力系数，确定剖面翼型的俯仰力矩系数，计算气动铰链力矩翼型贡献项；计算气动铰链力矩升力偏置贡献项；计算桨叶的静态气动铰链力矩；最好计算变距拉杆载荷。利用本发明的计算方法针对悬停状态新型桨尖旋翼拉杆气动静载荷进行评估，该结果与风洞试验结果以及基于高精度CFD方法的计算结果相比，吻合程度较好，表明本发明提出的方法能有效计算拉杆静载荷中的气动项。
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公开(公告)号：CN112199772B
公开(公告)日：2022-11-04
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。
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公开(公告)号：CN112052528B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202011028614.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种直升机新型旋翼桨叶气动外形设计方法。针对现有直升机型号和下一代直升机型号对低噪声、高性能旋翼日益迫切的需求，制定优化目标，基于以往的工程设计经验和大量的气动布局参数敏感性分析结果确定优化参数及范围，采用基于代理模型和遗传算法的优化方法，进行多轮旋翼气动布局优化迭代设计和计算，获得满足性能要求的新型旋翼气动外形设计方案。
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公开(公告)号：CN108051659A
公开(公告)日：2018-05-18
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。
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公开(公告)号：CN117573223A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311486694.X
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于软件开发技术领域，具体涉及一种计算分析软件的后处理程序集成装置及运行方法，本发明基于一个后处理分析主驱动程序，通过加载运行段分析、块分析后处理插件，将待处理的计算分析结果数据分配到多个后处理程序，由主驱动程序、后处理插件、后处理程序共同完成后处理工作，实现了一个数据文件对应多个专业后处理分析的目标子程序的机制，实现了高效、灵活的后处理分析集成。本发明为计算分析类软件的后处理环节中后处理程序的集成提供了一种方法，简化了后处理程序插件的集成难度，尤其适合于多学科综合分析使用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112173075B
公开(公告)日：2022-12-30
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。
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公开(公告)号：CN112214835A
公开(公告)日：2021-01-12
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。
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公开(公告)号：CN119415229A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434235.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F9/48
Abstract: 本发明属于软件开发技术领域，公开了一种单体计算分析程序多节点运行系统，包括：计算任务编排器、N个计算程序协调器、N个单体计算分析程序；计算任务编排器将接收到的计算分析任务分解为多个子任务，将多个子任务编组为N组；每个计算程序协调器接收一组子任务，建立与一组子任务匹配的网络流；将建立的网络流分配至相应的单体计算分析程序；单体计算分析程序经由网络流从计算任务编排器获取数据，经计算后再通过网络流反馈至计算任务编排器。
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公开(公告)号：CN114756952A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210146557.0
申请日：2022-02-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F113/08 , G06F119/14 , 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，公开了一种悬停状态直升机旋翼气动噪声计算方法。针对桨叶工作状态，计算桨叶形变量；根据桨叶的形变量，绘制围绕形变桨叶的三维结构网格；根据围绕形变桨叶的三维结构网格和流场输入参数计算桨叶表面载荷数据；根据噪声计算输入参数、桨叶表面载荷数据和桨叶贴体网格求解旋翼噪声声场。
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公开(公告)号：CN114750940A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210147006.6
申请日：2022-02-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/473 , B64C27/467 , B64C27/46
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种具有三维桨尖的高性能桨叶气动外形。所述桨叶的主翼型段为相对半径0.25R～1.0R，主翼型段的气动扭转率为‑9°/R～‑13°/R，主翼型段的后缘从相对半径0.25R至1.0R为水平直线，前缘从相对半径0.25R至R1为水平直线，从相对半径R1至1.0R为抛物线。所述桨叶采用三维上下反桨尖设计，其中上反桨尖外形为直线，下反桨尖为抛物线。
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