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公开(公告)号：CN118753500A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410806794.4
申请日：2024-06-20
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种涵道结构，涉及飞行设备技术领域，包括伸缩涵道、固定涵道和至少一个涵道驱动装置，伸缩涵道与固定涵道滑动连接，固定涵道用于固定连接于飞行器本体上，各涵道驱动装置固定连接于固定涵道上，各涵道驱动装置与伸缩涵道连接，涵道驱动装置能够驱动伸缩涵道沿伸缩涵道的中心线方向往复移动。本发明还提供一种涵道风扇，包括叶片装置和的涵道结构，叶片装置设置于固定涵道的涵道腔内。本发明还提供一种飞行器，包括飞行器本体和的涵道结构，固定涵道固定连接于飞行器本体上。本发明能够适应飞行器在不同工况下的要求，提高整体效率。
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公开(公告)号：CN118329360A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410487340.5
申请日：2024-04-22
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种倾转旋翼机回转颤振边界测量方法及装置，涉及旋翼机技术领域，方法包括：在设定风速范围内，在风洞的来流速度阶梯式增长过程中，采集每个风洞来流速度时倾转旋翼机模型机翼端的响应信号；根据响应信号采用极点对称模态分解方法得到各基阶模态的随机响应分量和功率谱图，从而得到每个风洞来流速度对应的阻尼比；根据各风洞来流速度对应的阻尼比，得到阻尼比随风速的变化曲线；根据阻尼比随风速的变化曲线，采用外推法确定阻尼比下降至零时的风速，将阻尼比下降至零时的风速作为回转颤振边界。本发明提高了倾转旋翼机风洞试验中回转颤振边界测量的准确性和安全性。
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公开(公告)号：CN118270229A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410516840.7
申请日：2024-04-26
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C23/06 , B64C27/473 , B64F5/60
摘要： 本发明公开了一种基于合成射流技术的直升机旋翼及其测试系统，涉及直升机技术领域，包括桨毂和多个桨叶单元，桨叶单元包括桨叶本体、桨根过渡段、连接件和多个激励器，桨根过渡段的一端连接桨叶本体的桨根处，桨根过渡段的另一端与连接件连接，连接件用于连接桨毂，桨叶本体的上端面开设有多个沿桨叶本体的长度方向排列的安装腔，各安装腔内均安装有一个激励器，且激励器的外部形状与安装腔的内部形状一致，激励器安装于安装腔内时，激励器的上表面能够与桨叶本体的上表面形成平滑表面。本发明能够提高旋翼气动性能，改善直升机旋翼流场品质，提高直升机极限飞行性能。
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公开(公告)号：CN118239005A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410342866.4
申请日：2024-03-22
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种集成式涵道风扇试验台，涉及测试台架技术领域，驱动元件和倾转模块均安装于下台体上，且驱动元件的输出轴连接变速元件的输入轴，变速元件的输出轴通过一旋转主轴连接旋翼系统，旋转主轴的外周安装有扭矩转速测量仪，倾转模块的上端安装有连接架，中间称重元件和外周称重元件均安装于连接架上，外周称重元件的上端安装有第一上盖板，涵道体安装于第一上盖板上，外周称重元件围绕中间称重元件的外周设置，且中间称重元件的上端穿过第一上盖板并连接旋翼系统。本发明能够同时单独测量涵道体与旋翼系统的各项气动力数据，集成度高，极大降低了试验成本，提高了试验效率。
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公开(公告)号：CN118211004A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410307351.0
申请日：2024-03-15
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种旋翼噪声的传播时间计算方法、设备及存储介质，涉及直升机气动声学技术领域。所述方法包括：在当前迭代次数下，根据时刻k和预设临界时间间隔，计算临界时刻；根据k对应的声源点的位置坐标和临界时刻对应的观测点的位置坐标计算第一距离和目标向量；根据声速、预设临界时间间隔和发射时间间隔计算第二距离；若第二距离小于第一距离，则更新预设临界时间间隔，进入下次迭代；否则根据目标向量、观测点在最后一次迭代下的临界时刻的上一时刻和下一时刻的位置坐标、发射时间间隔、声速、k和最后一次迭代次数下的临界时刻计算在k时由声源点传播到观测点的传播时间。本发明可准确计算各种运动状态下的噪声传播时间。
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公开(公告)号：CN116853490B
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311002602.6
申请日：2023-08-09
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/52 , B64C27/22 , B64U30/297 , B64U10/14
摘要： 本发明公开一种全动机翼三位变体倾转旋翼飞行器，涉及飞行器领域，包括中心机体，所述中心机体尾部设有矢量发动机；所述中心机体上设有四个呈X构型变体飞翼流线型布局的机翼结构，能够降低诱导阻力和气动干扰，得到高置信度鲁棒性和操纵性，每一所述机翼结构与中心机体连接处设有变体转动装置；以所述中心机体的轴线方向为X轴方向形成的坐标系中，四个所述机翼结构分别关于XY平面、XZ平面以及中心机体的重心对称布置。本发明能够根据飞行环境变化和飞行任务需求自适应改变机翼结构状态，结构新颖简单，前飞速度大且具有高置信度控制策略，具有优异的机动性和灵敏性以及鲁棒性。能够适应复杂多变的外界环境并满足各种飞行任务需求。
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公开(公告)号：CN114199253B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202111483365.0
申请日：2021-12-07
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统，涉及旋翼飞行器降噪技术领域，方法包括：实时获取第一方向、第二方向和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；对所有噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；根据球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿第一方向、第二方向和第三方向上下一点的噪声声压；比较三个方向上下一点噪声声压的大小；判断噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；若是，则以噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；若否，则以噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。本发明能够实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。
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公开(公告)号：CN115158656B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202210913519.3
申请日：2022-08-01
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种降噪桨尖结构、应用其的直升机及直升机的降噪方法，涉及桨翼结构设计领域，第一翼板一端与直升机桨叶的末端连接，另一端朝向直升机桨叶上方空间设置，第二翼板一端与直升机桨叶的末端连接，另一端朝向直升机桨叶下方空间设置，第一翼板远离第二翼板的一端的迎风部设置有第一齿板，第二翼板远离第一翼板的一端的迎风部设置有第二齿板，第一齿板与第二齿板的延伸方向与风向平行；本发明能够将原本呈一股流体流动的桨尖涡进行分散，分散为两股较弱的桨尖涡，有效削弱桨尖涡的强度的同时，第一齿板以及第二齿板能够对第一翼板上以及第二翼板上形成的桨尖涡进行干扰，进一步削弱了桨尖涡，进而提高了降噪效果。
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公开(公告)号：CN113887090B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202111371510.6
申请日：2021-11-18
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , B64C27/467 , B64F5/00 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种旋翼气动噪声的计算方法及系统，首先对桨叶进行分段，得到多个叶素，针对每个叶素进行简化，得到升力面和阻力面，再基于初始飞行参数得到每个叶素的升力面压强差和阻力面压强差，进一步对时间进行求导，在通过计算得到每个叶素的时间历程载荷噪声，并进行叠加得到整个旋翼的时间历程载荷噪声；然后通过计算每个网格单元的时间历程厚度噪声，再进行叠加得到整个旋翼的时间历程厚度噪声；最后将载荷噪声和厚度噪声进行叠加得到整个旋翼的气动噪声。本发明大大的降低了计算量，缩短计算时间，从而提高旋翼气动噪声的计算效率，且同时考虑了升力和阻力的影响，提高了计算精度。
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公开(公告)号：CN116539272A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310495762.2
申请日：2023-05-05
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G01M10/00
摘要： 本发明公开一种用于航空喷管模型的内流测量试验装置，喷管本体沿高压气流动方向上的两端分别设有喷管入口和喷管出口，喷管出口沿其径向上的一侧设有用于模拟机翼后缘的出口板，出口板位于喷管出口的顶部或底部，并沿高压气喷出的方向延伸，且出口板上设有若干位于喷管出口侧的导杆，导杆沿喷管出口的高度方向上延伸，导杆连接有沿其延伸方向可移动的测压耙，且测压耙配套有驱动其移动的驱动机构，测压耙上设有若干用于检测喷管出口总压的第一探针，且沿喷管出口的宽度方向等间隔分布，在喷管出口处安装出口板，以模拟喷管出口的真实环境，同时配套设置沿喷管出口竖直方向扫动的测压耙和第一探针，以测量喷管出口不同位置的出口总压。
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