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公开(公告)号：CN117786828A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311504635.0
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本申请提供了一种三维桨叶悬停状态颤振稳定性分析方法，所述方法包括：基于偶极子网格法建立悬停状态旋翼桨叶非定常气动力模型；基于三维有限元模型建立三维复杂外形桨叶结构动力学模型；基于所述悬停状态旋翼桨叶非定常气动力模型和所述三维复杂外形桨叶结构动力学模型，建立三维复杂外形旋翼颤振分析模型；基于所述三维复杂外形旋翼颤振分析模型，对三维复杂外形旋翼进行非线性颤振分析；同时，本申请还提供了一种三维桨叶悬停状态颤振稳定性分析装置；本申请真实地反映三维复杂外形旋翼桨叶悬停状态颤振稳定性的物理现象，具有更高的颤振转速预估精度。
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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：CN114091179B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202111391713.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种计算旋翼机体耦合响应及稳定性的递推卷积法，包括：建立旋翼机体耦合动力学分析模型；基于旋翼机体耦合动力学分析模型，导出微分方程，以0响应线化上述微分方程的系数阵，形成线性方程并降阶为一阶标准方程形式；基于一阶标准方程得到齐次解和强迫响应稳态解；基于状态转移阵的周期积分计算一周时间点的状态转移阵；计算状态转移阵的特征值，基于特征值判断旋翼与机体耦合的稳定性；若状态转移阵的特征值小于1，旋翼与机体耦合响应满足收敛要求的情况下，计算右端激励项一个周期值，再计算第一周卷积积分响应；基于第一周卷积积分的响应、状态转移阵和激励项的周期性，采用递推卷积积分计算方法，计算第二周卷积积分响应。
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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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN115982837A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211459321.9
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种多桨倾转机翼旋翼飞行器多系统耦合动力学建模方法，所述方法包括：步骤1：建立各系统坐标系，及坐标系间的关系；步骤2：根据机体坐标系、机翼变形坐标系和桨叶变形坐标系，建立气动力模型；步骤3：根据机翼变形坐标系，建立大展弦比机翼动力学模型；步骤4：根据机翼未变形坐标系，建立短舱动力学模型；步骤5：根据桨叶变形坐标系，建立旋翼动力学模型；步骤6：根据大展弦比机翼动力学模型、短舱动力学模型和旋翼动力学模型，建立多桨/短舱/大展弦比机翼耦合系统动力学方程。
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公开(公告)号：CN115853953A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211440168.5
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F16F15/02 , F16F15/067 , F16F7/08 , H02N2/04
Abstract: 本发明提供了一种可变阻抗直升机拉杆减振装置及方法。包括刚性杆，刚性杆上部设有摩擦块I，摩擦块I内侧与T形框抵靠，外侧与摩擦块II抵靠，摩擦块I上还设有通孔；T形框、摩擦块I和摩擦块II经穿过通孔的螺栓连接，螺栓穿出摩擦块II后与定力矩螺母连接，从而将T形框、摩擦块I和摩擦块II锁合到一起；所述的T形框两侧设有压电叠堆作动器，压电叠堆作动器一端固定于T形框上，另一端与摩擦块II抵靠；所述的摩擦块I与刚性杆下端间套有减振弹簧；所述的通孔沿刚性杆轴向与螺栓间存在滑动间隙。本发明可改变拉杆阻抗特性，隔振效果显著，安全性高。
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公开(公告)号：CN114091179A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111391713.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种计算旋翼机体耦合响应及稳定性的递推卷积法，包括：建立旋翼机体耦合动力学分析模型；基于旋翼机体耦合动力学分析模型，导出微分方程，以0响应线化上述微分方程的系数阵，形成线性方程并降阶为一阶标准方程形式；基于一阶标准方程得到齐次解和强迫响应稳态解；基于状态转移阵的周期积分计算一周时间点的状态转移阵；计算状态转移阵的特征值，基于特征值判断旋翼与机体耦合的稳定性；若状态转移阵的特征值小于1，旋翼与机体耦合响应满足收敛要求的情况下，计算右端激励项一个周期值，再计算第一周卷积积分响应；基于第一周卷积积分的响应、状态转移阵和激励项的周期性，采用递推卷积积分计算方法，计算第二周卷积积分响应。
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公开(公告)号：CN119271962A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411192156.4
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F18/10 , G06F18/2433 , G06F18/2131 , G06N20/00 , G06N5/01 , G06F18/23213
Abstract: 本申请提供一种基于数据驱动的直升机机身振动预测方法及装置，所述方法包括以下步骤：步骤1：采集直升机试验试飞数据，所述直升机试验试飞数据包括飞行数据与振动数据；步骤2：对直升机试验试飞数据进行预处理，包括飞行/振动数据频率协同、异常点剔除、五点三次平滑和归一化，获得预处理数据集；步骤3：对振动数据进行变分模态分解，得到分解后的各个本征模态函数分量，利用K‑means算法计算各个I MF分量的权重系数；利用权重系数对振动数据进行加权重构，获得加权重构后振动数据集，降低信号中噪声成分的影响；步骤4：利用预处理数据集和加权重构后振动数据集，建立极限提升决策树模型，基于所述极限提升决策树模型对直升机机身振动进行预测。
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