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公开(公告)号：CN118953678A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411137458.1
申请日：2024-08-19
申请人： 西北工业大学
IPC分类号： B64C27/467 , B64C27/473 , B64F5/00
摘要： 本发明提供一种基于双激波流动特征的高阻力发散马赫数旋翼翼型，所述翼型的前缘半径为0.0061弦长；最大厚度为0.0872弦长，位于38.6％弦长处；最大弯度为0.0154弦长，位于16.1％弦长处；该翼型在高速前飞设计状态下，翼型下表面与上表面存在两道激波，具有双激波特征，这一特性使得其具有较高的阻力发散马赫数，阻力发散特性较好；在低速机动设计状态下，该翼型具有较大的最大升力系数，失速特性较好。相较于典型旋翼翼型OA209翼型，该翼型的阻力发散马赫数提升了0.012，低速最大升力系数提升了2.04％，失速迎角推迟了1°，综合气动特性优于OA209翼型。
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公开(公告)号：CN115339619B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202210176165.9
申请日：2022-02-24
申请人： 国家直升机中心米尔&卡莫夫股份公司
IPC分类号： G06F30/15 , B64C27/467
摘要： 本发明涉及飞行器支承构件空气动力剖面。本发明涉及主旋翼桨叶剖面，更具体地来说，就涉及桨叶端部的剖面。飞行器支承构件НЦВ‑3空气动力剖面含有上与下面积的轮廓。以最大剖面厚度与弦百分之的比值，便可测定轮廓的厚度，为8至15％。飞行器主旋翼桨叶空气动力剖面包含上面及下面，由凸曲线及其与相对于轮廓弦的指定坐标的交点形成的轮廓。凸曲线的坐标是从剖面的中线测量的，此时要加上上面坐标，而减去下面坐标。根据本发明本质设计的旋翼桨叶空气动力剖面具有可接受的承载能力及低剖面阻力，以及明显更高的质量。除了这些优点之外，该НЦВ‑3剖面在改变马赫数时具有更稳定的焦点位置，并且还让保障在高马赫数时降低阻力。
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公开(公告)号：CN114771863B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202210505459.1
申请日：2022-05-10
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64F5/00 , B64C27/32 , B64C27/473 , B64C27/467 , B64C27/54
摘要： 本发明公开了一种共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法，所述共轴高速直升机的旋翼转速变速过程被划分为多个旋翼转速档位；首先，基于变速过程桨叶载荷限制以及桨叶的失速和压缩特性与共轴高速直升机前飞速度的关系，并结合最优桨叶载荷操作范围，确定各旋翼转速档位下最大桨叶载荷对应的最大飞行速度，并以其作为相应旋翼转速档位的切换起始点；然后分别以动力涡轮转速变化速率为待优化参数，搜索得到各旋翼转速档位下的最优动力涡轮转速变化速率。相比现有技术，本发明可获得高速直升机分档控制模式下的最优变速路径，满足变转速涡轴发动机性能要求。
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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：CN117313236A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311233949.1
申请日：2023-09-23
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/27 , B64F5/00 , B64C27/467 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了一种基于机器学习的特种无人机桨叶平面形状优化的设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤1：建立机器学习的数据库；步骤2：建立机器学习的模型；步骤3：最优桨叶优化设计。本发明通过NACA翼型库和CFD计算流体力学仿真所生成的翼型力学参数数据集，采用机器学习的方法对数据集进行训练，通过对训练结果的评估，选择合适的机器学习方法对参数进行预测和优化，并通过实验的方式对优化结果和预测结果进行验证，很大程度上节约了实验成本并且提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN116873195A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310689347.0
申请日：2023-06-12
申请人： 西北工业大学
IPC分类号： B64C27/467 , B64C27/10
摘要： 本发明提出一种用于高速共轴双旋翼直升机桨叶中部的低力矩超临界自然层流翼型，翼型前缘半径0.78％，翼型最大厚度为9.0％，位于翼型40.6％弦长处，最大弯度为0.69％，位于翼型14.0％弦长处，后缘夹角为1.46度。本发明在保证低速气动性能损失不大的情况下，跨声速状态的零升力矩比OA309翼型有了明显的下降，使得翼型由力矩控制的可用马赫数范围明显增大；该翼型的阻力发散特性也显著优于OA309翼型，达到了马赫数0.844，比OA309提升了0.013，具体体现在该翼型能够在跨声速状态下削弱翼型上表面激波；且满足共轴双旋翼直升机旋翼中外段翼型阻力系数稳健性要求，为共轴双旋翼直升机桨叶中部的翼型设计奠定了基础。
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公开(公告)号：CN116443244B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310401620.5
申请日：2023-04-16
申请人： 西北工业大学
IPC分类号： B64C27/46 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C27/10
摘要： 本发明提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。该翼型相对于经典的厚度为7％的翼尖桨叶OA407，设计翼型的最大弯度变小，最大厚度位置后移，通过更加平缓的厚度分布来延迟激波的产生。本发明翼型相较于OA407阻力发散马赫数提高了0.015，达到0.87，阻力系数明显降低，力矩特性明显改善。
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公开(公告)号：CN116424552B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310602261.X
申请日：2023-05-26
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/51 , B64C27/467 , G06F17/11 , G06F17/13 , G06F17/16
摘要： 本发明公开一种主动扭转桨叶振动控制方法、系统、设备及介质，涉及直升机结构设计领域。本发明方法通过进行力电耦合作用下主动扭转桨叶的梁剖面特性分析，求得梁模型下的广义刚度矩阵；在广义刚度矩阵基础上构建考虑结构非线性响应的几何精确压电梁模型；所述几何精确压电梁模型包括梁结构的几何方程、本构方程、平衡方程和电路方程；采用几何精确压电梁模型计算桨毂载荷；基于驱动器输入电压与桨毂载荷输出间的关系，采用高阶谐波控制算法实现主动扭转桨叶振动的有效控制。
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公开(公告)号：CN116443245A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310401624.3
申请日：2023-04-16
申请人： 西北工业大学
IPC分类号： B64C27/46 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C27/10
摘要： 本发明提出一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，该翼型前缘半径为0.00376，翼型最大厚度为0.0904，位于翼型39.3％弦长处，最大弯度为0.0101，位于翼型14.2％弦长处。相对于经典的厚度为9％前行桨叶OA309，该翼型前缘半径减小，在大于0.6马赫时，相同来流下拥有更大的升阻比。相对于OA309拥有更小的最大弯度，最大厚度位置相比OA309的33％弦线处移动到了39.3％弦线处，这有效的削弱了激波强度，提升翼型的气动特性。同时后缘相对于OA309，存在反弯，平衡了力矩，能有效提升桨叶的配平特性。
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