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公开(公告)号：CN119416343A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434277.5
申请日：2024-10-15
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: 本发明属于直升机气动设计分析技术领域，尤其涉及一种考虑旋翼机身尾桨干扰的气动特性分析方法。包括：S1，在三维建模软件中分别对旋翼、机身、尾桨进行建模，得到旋翼模型、机身模型和尾桨模型；S2，根据设定的网格划分策略，对旋翼模型、机身模型和尾桨模型进行网格划分，得到旋翼网格模型、机身网格模型、尾桨网格模型；所述设定的网格划分策略包含：网格类型、计算域尺寸、网格数量、网格分布、边界层的设定；S3，设置多级牵连运动坐标系，多级牵连运动坐标系中包含：旋转坐标系、挥舞坐标系、变距坐标系，在旋转坐标系、挥舞坐标系、变距坐标系下分别定义桨叶的旋转、挥舞、变距运动，得到桨叶位移方程；S4，根据所述桨叶位移方程，以及旋翼网格模型、机身网格模型、尾桨网格模型，模拟旋翼机身尾桨干扰流场，根据旋翼机身尾桨干扰流场得到考虑旋翼机身尾桨干扰的气动特性。
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公开(公告)号：CN114117958B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202111381914.3
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G01M9/00 , B64F5/60 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种评估机身气动特性计算结果准确度的方法，通过对机身气动特性CFD计算结果与风洞试验结果进行定性地对比分析，之后计算得到机身气动特性CFD计算结果准确度的评估指标结果，最终可以定量地给出直升机机身气动特性CFD计算结果准确度的评估结果。支撑机身气动特性CFD计算结果在直升机型号研制过程中的应用。同时为机身气动特性CFD计算过程中的求解方法选取、网格划分等的改进提供一定的参考。
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公开(公告)号：CN106407731B
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201611086147.2
申请日：2016-11-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种气动干扰流场数值计算方法，属于直升机机翼设计技术领域，包括以下步骤：步骤一：输入旋翼参数；步骤二：输入飞行状态参数并选择桨叶动力学模型；步骤三：根据直升机的飞行环境选择一个地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度参数；步骤四：将选取的地形表面划分多个四边形面元，对曲面面元进行平面投影，获取每个面元上的常值面源及四周涡环并对面源及涡环进行排序；步骤五：选用自由尾迹模型，计算旋翼诱导速度；步骤六：根据诱导速度以及点到涡环的距离计算旋翼的拉力、功率系数气动力特性，为飞行状态参数的设计与选取提供参考；步骤七：采用自由尾迹计算模型得到总压与自由流总压的差值分析计算地面压力分布情况，能够为设计和选取地形提供参考。
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公开(公告)号：CN112392601B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202011196965.4
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于发动机气动设计技术领域，具体涉及一种前输出轴发动机耦合防砂装置进气道。耦合防砂装置进气道可配装防砂装置和普通防护钢丝网两种形式；配装普通防护钢丝网状态，可防止异物进入，且进气面积更大，同时能够很大程度地利用气流冲压效果，使得进气压力损失减小，进气压力畸变也减小，提高发动机输出功率，降低发动机喘振问题的发生概率；配装防砂装置状态，能分离进气中的绝大部分砂尘，使得其除具有普通防护钢丝网阻止异物进入破坏发动机部件的功能外，还能分离进气中的砂尘，防止发动机压气机、涡轮受污染和磨损，大大提高发动机的工作稳定性和寿命。
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公开(公告)号：CN108984862B
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN201810677100.6
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及直升机气动计算技术领域，特别涉及一种气动特性CFD计算结果修正方法，包括如下步骤：确定加改装直升机外挂设备的气动外形和安装位置；计算到加改装前机身的气动特性数据；判断CFD计算方法的准确性和可靠性；到加改装后机身的气动特性数据；在加改装后的机身气动特性CFD计算值满足阻力、俯仰力矩和偏航力矩的指标要求情况下，进行下一步；得到加改装后的直升机机身气动特性数据。与直升机模型风洞试验相比，本方法能够快速地计算出加改装后的直升机机身气动特性数据，从而使直升机获得气动特性数据的时间降低70％以上，并且，本方法方便直升机飞行性能、飞行品质、旋翼载荷和飞行载荷等后续计算工作顺利推进。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112380619A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011192659.3
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机气动面设计分析领域，涉及旋翼干扰下的平尾动态气动载荷分析方法。本发明包括两个计算阶段：第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数；第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷。分析了旋翼下洗干扰影响，以及利用CFD方法对直升机的平尾动态气动载荷进行了计算，在前期设计过程中，为平尾设计提供依据及支撑。考虑了旋翼干扰下平尾的动态气动载荷，无需进行实际试验就能计算得到平尾动态气动载荷，步骤简化，结果更加准确，为平尾的设计提供更严格的支撑，相比风洞试验和试飞试验，不仅节省时间，还大大节省了人力、物力以及财力。
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公开(公告)号：CN119329771A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411434274.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/00 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机空气动力学技术领域，尤其涉及一种直升机短翼加装探测设备后的减阻设计方法。所述方法包括：S1，对短翼加装探测设备进行气动阻力分析，确定在探测设备迎风面形成高压区，在探测设备背风面形成低压区；S2，设计前整流罩，在探测设备迎风面设置所述前整流罩；前整流罩两侧与探测设备相切连接；S3，设计后整流罩，在探测设备背风面设置所述后整流罩；后整流罩两侧与探测设备相切连接。
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公开(公告)号：CN112380619B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202011192659.3
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机气动面设计分析领域，涉及旋翼干扰下的平尾动态气动载荷分析方法。本发明包括两个计算阶段：第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数；第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷。分析了旋翼下洗干扰影响，以及利用CFD方法对直升机的平尾动态气动载荷进行了计算，在前期设计过程中，为平尾设计提供依据及支撑。考虑了旋翼干扰下平尾的动态气动载荷，无需进行实际试验就能计算得到平尾动态气动载荷，步骤简化，结果更加准确，为平尾的设计提供更严格的支撑，相比风洞试验和试飞试验，不仅节省时间，还大大节省了人力、物力以及财力。
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公开(公告)号：CN112199904A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011028817.1
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机部件载荷计算领域，公开了一种综合考虑直升机飞行载荷、旋翼航空器适航规定、直升机CFD分析等多方面因素的直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法。针对部件载荷严酷状态选取无确切来源的问题，通过直升机飞行载荷计算和旋翼航空器适航相关规定，确定直升机部件载荷严酷状态，通过CFD分析方法确定直升机部件载荷，形成了直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法，为后续的直升机部件载荷计算提供理论基础。
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公开(公告)号：CN106407731A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201611086147.2
申请日：2016-11-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种气动干扰流场数值计算方法，属于直升机机翼设计技术领域，包括以下步骤：步骤一：输入旋翼参数；步骤二：输入飞行状态参数并选择桨叶动力学模型；步骤三：根据直升机的飞行环境选择一个地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度参数；步骤四：将选取的地形表面划分多个四边形面元，对曲面面元进行平面投影，获取每个面元上的常值面源及四周涡环并对面源及涡环进行排序；步骤五：选用自由尾迹模型，计算旋翼诱导速度；步骤六：根据诱导速度以及点到涡环的距离计算旋翼的拉力、功率系数气动力特性，为飞行状态参数的设计与选取提供参考；步骤七：采用自由尾迹计算模型得到总压与自由流总压的差值分析计算地面压力分布情况，能够为设计和选取地形提供参考。
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