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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：CN114186334B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202111382566.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。
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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：CN119429164A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411440793.9
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种机翼倾转的多桨倾转机翼动力学试验装置，包括：多桨动力学试验模型、机翼动态倾转系统、EX1629数据采集系统、结构变形测试系统；其中，所述多桨动力学试验模型由半展机翼1副、螺旋桨3副；所述机翼动态倾转系统由控制柜和机翼动态倾转装置组成，所述机翼动态倾转装置用于控制机翼倾角，具备实现机翼匀速倾转和三角波脉冲激励能力，实现机翼和旋翼角度的同步变化；EX1629数据采集系统，包括数据采集和振动监控系统，用于测量机翼剖面弯矩载荷和短舱、机翼的振动载荷；结构变形测试系统，由工业相机和高频摄影灯组成，用于测量机翼和桨叶位形变；同时，本申请还提供了一种机翼倾转的多桨倾转机翼动力学试验方法。
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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：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：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：CN115774948A
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211440050.2
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06T17/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种复杂三维外形布局的旋翼耦合动力学计算方法。建立前突/后掠/下反构型引起的坐标转换关系；描述弹性桨叶挥舞、摆振、扭转的非线性弹性变形以及相互之间的非线性耦合关系；基于坐标转换关系和非线性耦合关系描述复杂三维外形布局引起的非线性运动；根据非线性运动的描述，基于哈密顿原理建立旋翼应变能、动能与外力虚功之间的关系，并采用15自由度梁单元的有限元方法建立旋翼动力学方程。本发明能有效反映桨尖前/后掠引起的挥舞‑扭转方向的结构耦合特点以及耦合程度，能有效反映出桨尖上/下反引起的摆振‑扭转方向的结构耦合特点及耦合程度，能有效反映桨叶三维外形引起的旋翼动力学特征行为。
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公开(公告)号：CN114186334A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111382566.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。
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公开(公告)号：CN119551191A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411440106.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/72
Abstract: 本申请提供了一种带轴承的后缘襟翼驱动机构摩擦力辨识方法，通过对驱动器施加一系列不同速度的改进的三角波并进行闭环控制，然后对采集的襟翼角度信号进行零相位数字滤波抑制随机噪声对信号的干扰，调整求导步长抑制速度的抖振现象得到襟翼角速度，然后截取匀速上升段、匀速下降段，再指定一系列角速度，对摩擦力与速度的关系进行摩擦模型辨识，再对辨识得到的参数关于襟翼角度的关系进行辨识，最终得到襟翼驱动机构中关于襟翼角度、襟翼角速度的摩擦力。
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