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公开(公告)号：CN113705116B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202110427250.3
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F16/901 , G06F16/903 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于气动噪声降噪技术领域，具体涉及一种直升机低噪声飞行的指导方法。本发明方法能够计算出直升机任一飞行状态下的桨‑涡干扰距离。采用该方法计算出直升机各种飞行状态的桨‑涡干扰距离并将其存储形成数据库，这样在实际飞行中通过查询数据库能够知道直升机在任一飞行状态下的桨‑涡干扰距离，该距离一方面表征了直升机桨‑涡干扰噪声水平，另一方面能够指明应该采取的降噪措施并指导直升机低噪声飞行，该指导方法简单直观，可操作强。
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公开(公告)号：CN110851913B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN201910960826.5
申请日：2019-10-10
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明属于飞行器气动设计领域，涉及一种直升机气动噪声的确定方法。本发明直升机气动噪声的确定方法，其特征在于，利用直升机气动噪声的试验或试飞数据中的总体气动参数，建立直升机总体气动参数与气动噪声水平的相关性模型，以实际直升机总体气动参数为输入，获得直升机气动噪声水平，其中，所述相关性模型建立时，观测值数据a包含了n种直升机的总体参数D'和观测的噪声数据SPL′，总体气动参数D'由m个数据集合构成D'＝(D'1…D'm)，m≥3，n≥m；噪声数据SPL′由l种不同飞行状态的数据集合构成，l≥1。本发明直升机气动噪声确定方法仅需要有限的设计输入参数，即可实现快速预估直升机的气动噪声水平，相对于现有方法，简单易于实现，且精度高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113742884A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202110427338.5
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G05D1/08 , G05D1/10 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于气动噪声降噪技术领域，具体涉及一种直升机低噪声进场轨迹优化方法。包括如下步骤：S1：建立以地面面积平均声能量最低为目标的目标函数；S2：建立以前进比和桨盘倾角为特征变量，直升机不同飞行状态下，直升机地面声能量随特征变量变化的声源库；S3：建立对噪声传播过程中几何损失和大气吸声损失修正的修正公式；S4：结合直升机实际飞行给出优化约束条件及边界条件；所述约束条件和边界条件具体是指直升机的飞行高度、速度、轨迹角度、加速度等飞行状态要求；S5：对地面观测面进行离散；S6：对飞行轨迹进行离散；S7：采用优化算法对直升机进场飞行轨迹进行优化，得到直升机飞行轨迹、飞行状态曲线。采用该优化方法，最终能够优化得到直升机进场飞行时的低噪声飞行轨迹及相应的直升机飞行状态。
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公开(公告)号：CN113705116A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110427250.3
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F16/901 , G06F16/903 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于气动噪声降噪技术领域，具体涉及一种直升机低噪声飞行的指导方法。本发明方法能够计算出直升机任一飞行状态下的桨‑涡干扰距离。采用该方法计算出直升机各种飞行状态的桨‑涡干扰距离并将其存储形成数据库，这样在实际飞行中通过查询数据库能够知道直升机在任一飞行状态下的桨‑涡干扰距离，该距离一方面表征了直升机桨‑涡干扰噪声水平，另一方面能够指明应该采取的降噪措施并指导直升机低噪声飞行，该指导方法简单直观，可操作强。
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公开(公告)号：CN110851913A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201910960826.5
申请日：2019-10-10
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明属于飞行器气动设计领域，涉及一种直升机气动噪声的确定方法。本发明直升机气动噪声的确定方法，其特征在于，利用直升机气动噪声的试验或试飞数据中的总体气动参数，建立直升机总体气动参数与气动噪声水平的相关性模型，以实际直升机总体气动参数为输入，获得直升机气动噪声水平，其中，所述相关性模型建立时，观测值数据a包含了n种直升机的总体参数D'和观测的噪声数据SPL′，总体气动参数D'由m个数据集合构成D'＝(D'1…D'm)，m≥3，n≥m；噪声数据SPL′由l种不同飞行状态的数据集合构成，l≥1。本发明直升机气动噪声确定方法仅需要有限的设计输入参数，即可实现快速预估直升机的气动噪声水平，相对于现有方法，简单易于实现，且精度高。
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公开(公告)号：CN117524368A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311483362.6
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G16C60/00 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于直升机强度设计领域，涉及一种变转速控制旋翼离心力低周疲劳载荷谱编制方法。本发明通过计算某飞行状态i的挥舞铰处离心力，得到载荷矩阵[Fcij，ni]0，从[Fcij,ni]0取Fci1与Fcjm即最大载荷和最小载荷配对和公共次数n0，构成第1级低周疲劳载荷循环历程FcLCF1；[Fcij,ni]0剩下的部分构成新的排序[Fcik,nl]1，再从[Fcik,nl]1中取最大载荷和最小载荷配对和剩下的公共次数n1,组成第2级低周疲劳载荷循环历程FcLCF2；以次类推，得到[FcLCF,k,nk]低周载荷级数k需要通过该载荷谱疲劳损伤达到收敛：绘制FcLCF,k各载荷谱的寿命曲线，取出对应目标寿命的疲劳极限Sk；确定满足Sk‑1>Δ×Sk条件的最小k值。该方法补充了以往恒定转速旋翼定寿未考虑的离心力低周疲劳分析，为电动垂直起降飞行器疲劳寿命评定奠定了基础。
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