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公开(公告)号：CN117382877A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311507408.3
申请日：2023-11-13
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: 本发明公开一种集装箱式eVTOL旋翼飞行器及eVTOL旋翼飞行器集群，包括：旋翼系统和货舱系统；旋翼系统中，沿旋翼机体的航向对称设置有至少2个升力短翼，每个升力短翼的端部通过支撑杆连接1个升力旋翼；沿旋翼机体的航向对称设置有至少2个拉力短翼，每个拉力短翼的前缘或后缘设置有拉力旋翼；旋翼系统用于在前飞过程中由升力短翼、升力旋翼和拉力短翼共同向飞行器提供升力，由拉力旋翼提供拉力；在垂直起降过程中由升力旋翼向飞行器提供升力；货舱系统连接于旋翼机体的底部，通过旋翼系统执行空中运输，在达目的地后与旋翼机体分离。本发明技术方案解决了现有构型的eVTOL飞行器实施过渡转换的技术难度较高，且过渡转换过程中存在安全隐患的问题。
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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：CN112199772B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202011020831.7
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本发明属于直升机旋翼气动噪声分析与控制技术领域，具体涉及一种直升机旋翼气动噪声快速计算方法。基于刚性桨叶假设，将旋翼桨叶分解为二维翼型和一维梁模型；首先生成二维翼型网格，然后沿展向进行插值，最终得到三维桨叶表面网格；流场输入参数代入旋翼飞行器综合性分析软件计算旋翼展向分布的截面升力；噪声计算输入参数、桨叶表面网格信息和展向截面升力用来求解旋翼噪声声场。
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公开(公告)号：CN108051659A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711251502.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01R29/26
Abstract: 本发明公开了一种分离提取旋翼噪声的方法，属于直升机噪声试验技术领域。适用于直升机旋翼噪声的分离提取，包括以下步骤：步骤一、获取直升机的旋翼噪声基频、发动机噪声基频和尾桨噪声基频；步骤二、对测量得到的直升机噪声的声压时域信号进行傅里叶变换转化为频域信号；步骤三、选取截止频率进行高通滤波以及选定频率段幅值衰减，从频域信号中剔除环境噪声、发动机噪声和尾桨噪声的影响；步骤四、对处理后的频域信号进行逆傅里叶变换，从而提取得到旋翼噪声的声压时域信号。本发明在频域信号中已经对环境噪声、尾桨噪声和发动机噪声得到衰减剔除，在时域信号中可以明显看到旋翼噪声信号的周期特性，能够简单快速的将旋翼噪声进行提取分离。
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公开(公告)号：CN119577937A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411440784.X
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种倾转式飞行器倾转过渡状态下气动特性分析方法，所述方法包括：根据研究对象特点，对计算域划分网格；设置网格区域运动类型和边界类型，建立计算模型；给定倾转过渡状态操纵策略，则根据操纵策略给定计算区域的运动速度和边界条件，设置计算时间步，计算获得飞行器的气动力及流场；同时，本申请还提供了一种倾转式飞行器操纵策略制定方法，所述方法包括：根据研究对象特点，建立力平衡方程和运动方程，将整个倾转过渡状态分隔成多个小区间，通过迭代计算，制定操纵策略。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119293949A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411220258.2
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/10
Abstract: 本申请提供了一种基于旋翼支臂夹角降噪的多旋翼飞行器和方法，所述方法应用于多旋翼飞行器，所述方法包括：根据多旋翼飞行器几何外形、总体参数和飞行状态对应的声辐射半球噪声数据，预先建立噪声仿真数据库；获取飞行中的多旋翼飞行器的飞行参数；从所述噪声仿真数据库提取与所述飞行参数对应的一组不同旋翼支臂夹角的声辐射半球噪声数据；选定降噪的目标位置；其中，所述目标位置包括一个方向和一片区域；基于优化算法和提取的所述声辐射半球噪声数据，获得目标位置处噪声最低的最优旋翼支臂夹角组合；本申请通过调节旋翼支臂夹角，使特定位置的多束声波相互干涉，达到相互抵消的效果，最终实现多旋翼飞行器的噪声控制。
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公开(公告)号：CN110844064B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN201910960828.4
申请日：2019-10-10
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/467
Abstract: 本发明属于直升机旋翼桨叶设计，具体涉及一种适用于低雷诺数的旋翼桨叶气动布局方案。本发明低雷诺数旋翼桨叶由桨根、桨叶内侧、桨尖三部分组成，其中，桨叶弦长最大处位于桨叶内侧，且桨叶上方前缘距变距轴线的距离小于桨叶后缘距变距轴线的距离，且桨叶内侧弦长最大处临近桨根，而远离桨尖。本发明低雷诺数旋翼桨叶通过对桨叶结构、形状，特别是其几何外形及参数进行优化设计，从而提高提高其气动性能，以某全机20kg电动四旋翼无人机为例，采用本发明桨叶其悬停时间超过常规四旋翼时间的1倍，有效载荷重量超过常规旋翼载荷重量，因此极大的提高了旋翼飞行器的飞行性能，具有较大的实际应用价值。
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公开(公告)号：CN112173075B
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202011028590.0
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形。桨叶气动外形采用了多段翼型配置、前后掠桨尖构型、桨尖尖削以及负扭转设计，能够有效地降低旋翼气动噪声。在声学风洞开展了该桨叶和基准桨叶噪声测量试验，结果表明，在典型斜下降状态，该桨叶噪声优于基准桨叶，旋翼噪声最大降幅达6分贝，平均降噪幅度接近4分贝。
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公开(公告)号：CN104316286A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410424592.X
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M9/02
Abstract: 一种旋翼气动试验台低湍流度设计方法，属于一种直流开口式低速风洞设计技术领域。其特征在于，进气室(1)采用弧形设计并安装格栅(2)，稳定段(3)入口采用喇叭开口形状设计并安装整流装置—蜂窝器(4)和阻尼网(5)，收缩段(6)选用合适的收缩曲线类型和收缩比，收缩段后布置等直段(7)。本发明的有益效果：采用进气室平直气流，稳定段分割打散漩涡，收缩段加速气流，平直段稳定气流的方法，对气流从外界环境到试验段的各个阶段进行均匀性和降低湍流度处理，大大降低了旋翼气动试验台在低速吹风状态的气流湍流度。
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公开(公告)号：CN119577938A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411440785.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种计及旋翼下洗流干扰的部件动载荷预估装置和方法，所述装置包括全机模块，所述全机模块包括：主旋翼模块，用于提供旋翼桨叶翼型参数、旋翼桨叶气动参数和旋翼桨叶结构参数；尾桨模块，用于提供尾桨桨叶翼型参数、尾桨桨叶气动参数和尾桨桨叶结构参数；平尾模块，用于提供平尾气动特性数据；机身模块，用于提供机身气动特性数据、总体参数和旋翼下洗流速度分布；配平分析模块，用于计算得到尾桨动载荷或平尾动载荷；本发明能够有效指导直升机各部件的强度校核和寿命评估工作，并且能够有效指导直升机各部件减重增寿，降低飞行事故发生率并提升直升机整体性能。
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