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公开(公告)号：CN115753173A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211478636.8
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行器领域，具体涉及一种多桨倾转旋翼飞行器地面车载吹风试验机构及试验方法；所提出的试验平台扩展了现有飞行器地面试验方法，能够更加真实地模拟飞行器在空中飞行的各种状态，各响应状态更加接近飞行器在空中飞行情况；同时，与风洞试验相比，飞行器处于运动状态，而空气处于自然状态，与飞行器真实的飞行环境更加相近，为飞行器地面试验阶段提供了一种更加可靠的试验方案。
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公开(公告)号：CN115892460A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211442586.8
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所 , 江西神州六合直升机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及飞行器结构设计技术领域，公开了一种分布式多旋翼倾转机翼飞行器及飞行控制方法；所述分布式多旋翼倾转机翼飞行器包括机身、前机翼、后机翼、垂直尾翼、至少8套动力系统、2套倾转机构和襟/副翼；本发明通过倾转机翼机构控制飞行器的飞行模式，包括多旋翼垂直模式、固定翼高速巡航模式、倾转过渡任务模式，实现飞行器长航程、大前飞速度、高有效载荷的性能提升；通过分布式的旋翼和固定翼模式下的控制面融合设计，完成不同模式下的控制切换，实现不同模式下的控制最佳配置；采用分布式动力系统，拥有极高的动力冗余，在部分动力失效或控制面卡制、破损等情况下仍可安全执行任务，有利于个体飞行器的生存及性能提升。
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公开(公告)号：CN115758575A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211440112.X
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请提供一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，方法包括：步骤1：直升机设置上平尾和下平尾，参考原准机参数；步骤2：上平尾和下平尾的初始面积均为S/2，上平尾和下平尾的初始展长均为L，上平尾和下平尾的初始弦长均为B/2，上平尾和下平尾的初始高度差为B；步骤3：建立设计直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，计算分析设计直升机的旋翼/平尾干扰流场，得到强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ；上平尾和下平尾的1/4弦点的连线与水平面夹角等于所述旋翼尾迹下洗角γ；步骤5：采用结合动量源模型的CFD方法和基于Kr i gi ng模型的优化方法，进行参数优化获得上平尾和下平尾最终安装角、最终展长以及上平尾和下平尾的最终高度差。
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公开(公告)号：CN114169069A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111398872.4
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/10
Abstract: 本发明实施例公开一种非消声风洞桨盘平面的旋翼噪声云图几何修正方法，包括：步骤1，对声阵列平面进行倾斜角的调整；步骤2，对声阵列平面的中心进行调整；步骤3，获取桨尖声源的定位位置；步骤4，对桨尖声源定位位置的分区进行多项式拟合；步骤5，获取桨尖声源定位位置的分区内的所有方位角对应的最大声源位置信息；步骤6，计算桨尖位置到桨毂中心连线的长度和角度；步骤7，形成覆盖桨盘平面的旋翼噪声云图的几何修正矩阵，并采用所述几何修正矩阵对声源定位云图进行修正。本发明实施例解决了现有获取旋翼噪声在桨盘平面噪声分布特性的方式，可能会产生声阵列变形的问题，以及无法得到真实、有效的试验数据的问题。
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公开(公告)号：CN113928540A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111391773.3
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惯量变距旋翼，包括：马达，设置在直升机的顶部；中央桨毂，与所述马达的转子连接；变距齿轮组，与所述中央桨毂连接；相位传感器，设置在所述马达的底部，用于检测桨叶的相位；转速控制器，与所述马达连接，用于控制所述马达的转速；本发明通过本惯量变距旋翼结构，可简单便捷的实现周期变距控制，大幅降低周期变距技术的难度，降低直升机使用与维护的难度，利于直升机的普及应用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115899169B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202211439943.5
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F16F15/173 , F16F15/124 , B64C27/00
Abstract: 本发明公开了一种积木组装式“负刚度”隔振装置，包括上隔振组件(1)和下隔振组件(2)，上、下隔振组件中轴线上通过传力主轴(3)连接，上、下隔振组件的一侧通过立板(4)连接，另一侧也通过立板(4)连接，上、下隔振组件的液体腔体间还通过外置管道(5)连通；所述的传力主轴(3)中部设有球轴承(9)。
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公开(公告)号：CN117585170A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311483829.7
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64D27/02 , B64D27/33 , B64D27/357 , B64D27/359 , B64C27/12 , B64C29/00
Abstract: 本发明属于飞机混合动力技术领域，具体涉及一种分布式多桨垂直起降飞行器混合动力系统及管理方法。包括混合动力电源系统、分布式电机‑旋翼推进器、能量管理集成控制系统；本发明采用带有储能模块和多个发电模块的混合动力系统，能实现分布式多桨垂直起降飞行器长航时飞行，在起降、悬停和加速前飞时采用多个发电模块同时运行满足功率需求，降低了储能系统功率需求，从而减小混合动力系统质量，增加燃油储量，进而增大了续航时间和航程，并在一定程度上增加了飞行器飞行安全性。
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公开(公告)号：CN117421828A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311504049.6
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本发明属于直升机旋翼气动设计技术领域，特别涉及一种旋翼桨叶气动布局高效优化设计方法。本发明采用变可信度的代理模型和不同分析精度的旋翼气动特性分析模型，结合适用于桨叶气动布局设计的优化流程，构建一种旋翼桨叶气动布局的高效优化设计方法，有效地提升了桨叶气动布局优化设计的计算效率。以悬停效率和前飞升阻比提升为目标针对旋翼桨叶气动布局进行优化设计，通过生成较少的高可信度样本点集，减少对耗时比较长的高分析精度的旋翼气动特性分析模型的调用，从而有效地提升了桨叶气动布局优化设计的计算效率。
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公开(公告)号：CN114169069B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202111398872.4
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/10
Abstract: 本发明实施例公开一种非消声风洞桨盘平面的旋翼噪声云图几何修正方法，包括：步骤1，对声阵列平面进行倾斜角的调整；步骤2，对声阵列平面的中心进行调整；步骤3，获取桨尖声源的定位位置；步骤4，对桨尖声源定位位置的分区进行多项式拟合；步骤5，获取桨尖声源定位位置的分区内的所有方位角对应的最大声源位置信息；步骤6，计算桨尖位置到桨毂中心连线的长度和角度；步骤7，形成覆盖桨盘平面的旋翼噪声云图的几何修正矩阵，并采用所述几何修正矩阵对声源定位云图进行修正。本发明实施例解决了现有获取旋翼噪声在桨盘平面噪声分布特性的方式，可能会产生声阵列变形的问题，以及无法得到真实、有效的试验数据的问题。
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公开(公告)号：CN117585151A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311486548.7
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器飞行力学与飞行控制领域，尤其涉及一种分布式过驱动倾转机翼飞行器操纵策略分析方法。包括以下步骤：步骤一：确定舵面分配方案；舵面分配方案基于最小控制能量融合方法确定；不考虑飞行器飞行条件，认为多个气动舵面的控制始终是联动的，为了充分发挥多个气动舵面联动的效能，采用加权最小控制能量的原则来分配操纵输入，以达到在同样的操纵输入下，尽量使用效率高权限大的舵面，尽量不使用效率低权限小的操纵，最后使得所有的舵面偏角尽量小。步骤二：确定襟副翼偏置方案；步骤三：计算升力桨转速。
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