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公开(公告)号：CN119475561A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411440108.2
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种三维外形旋翼及其多尾迹气动分析方法，该方法包括：获取旋翼总体参数、气动参数、动力学参数、尾迹参数和飞行状态参数；基于所述旋翼总体参数、气动参数、动力学参数、尾迹参数和飞行状态参数，得到初始条件下的旋翼整体流场分布；更新所述初始条件下的旋翼整体流场分布，得到最终的旋翼整体流场分布；本发明建立了适用于复杂三维外形旋翼的非定常气动力模型、多尾迹模型以及结构动力学模型，提升了复杂三维外形旋翼的气动分析与气弹动力学分析能力。
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公开(公告)号：CN119272401A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411192154.5
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种基于气动干扰模型的双旋翼桨尖间距计算方法，所述方法包括：步骤1：建立旋翼/机身耦合动力学理论模型δ∏；步骤2：根据旋翼/机身耦合动力学理论模型δ∏，完成对应飞行策略下的全机配平，计算得到对应的桨毂载荷；步骤3：构建气动干扰模型，根据桨毂载荷计算基于气动干扰模型的旋翼配平后的非定常气动力；步骤4：依据非定常气动力，对旋翼的周期动力学方程进行求解旋翼桨尖响应，结合方位角计算得到桨尖间距。
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公开(公告)号：CN119577941A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411440791.X
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种摆振变距耦合旋翼瞬态动力学特性分析方法，所述方法包括：构造旋翼瞬态控制方程；基于所述旋翼瞬态控制方程，计算得到该时刻的旋翼动力学方程；迭代求解该时刻的旋翼动力学方程，得到气弹响应收敛结果；基于该时刻的气弹响应收敛结果，得到该时刻的桨榖载荷；根据该时刻的桨榖载荷与气弹响应收敛结果，更新下一时刻的旋翼操纵、转速和流场信息，直到完成整个计算过程，得到整个过程摆振变距耦合旋翼瞬态动力学特性结果；同时，本申请还提供了一种摆振变距耦合旋翼瞬态动力学特性分析装置；本申请能够解决摆振变距耦合旋翼瞬态动力学特性的计算问题。
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公开(公告)号：CN117592182A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311504039.2
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64C27/04 , G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/16 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F111/04 , G06F113/28
Abstract: 本发明公开一种倾转旋翼直升机过渡状态的动力学响应计算方法和装置，包括：拆分倾转旋翼直升机整体结构，形成部件连接拓扑图；对每个部件捆绑对应的部件连体坐标系，采用部件整体运动和部件几何参数叠加得到部件中任一点相对惯性系的运动；根据每个部件中任一点相对惯性系的运动，建立部件运动方程；基于部件连接拓扑图中部件之间的连接关系建立约束方程；方程联立，形成倾转旋翼直升机运动方程，对倾转旋翼直升机运动方程求解，得到倾转旋翼直升机在过渡状态时的动力学响应。本发明的技术方案解决了针对倾转旋翼直升机的现有的动力学响应计算方式，对每个倾转角度分别建立方程进行计算，从而导致计算工作量较大且与真实运动情况不符的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119066780A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411220264.8
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种高速大前进比旋翼瞬态动力学分析方法，所述方法包括：建立变转速瞬态过程动力学方程，其中，所述变转速瞬态过程动力学方程包括系统动能项；建立两个坐标系，基于所述坐标系推导所述系统动能项，得到系统动能方程；基于所述系统动能方程建立瞬态气弹分析模型；基于所述瞬态气弹分析模型进行变转速瞬态动力学分析，得到瞬态气弹响应结果；同时，本申请还提供了一种高速大前进比旋翼瞬态动力学分析装置；本申请发展高速大前进比旋翼瞬态动力学计算方法，研究变转速过程瞬态气弹行为特性，为高速大前进比旋翼的发展提供理论依据与技术支撑。
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公开(公告)号：CN119043552A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411192143.7
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 本申请提供一种菱形压电作动器输出力实时测量方法及装置，所述方法包括：步骤1：在菱形压电作动器一端固支一端自由条件下，计算压电作动器输出位移#imgabs0#与压电叠堆位移#imgabs1#之比X1；步骤2：在菱形压电作动器两端固支边界条件下，计算压电作动器输出力#imgabs2#与压电叠堆位移#imgabs3#之比X2；步骤3：在菱形压电作动器一端固支一端连接负载的条件下，计算菱形压电作动器输出力的时域信号f1(t)。
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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：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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公开(公告)号：CN117558372A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311485697.1
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G16C60/00 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及压电材料技术领域，特别是涉及一种用于叉指电极型压电叠堆驱动器的建模和指尖应力计算方法。包括以下步骤：步骤一：建立叉指电极压电叠堆驱动器几何模型；步骤二：为几何模型设置材料属性；步骤三：为几何模型设置边界条件；步骤四：对几何模型进行网格划分并进行指尖应力计算。
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