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公开(公告)号：CN118145011A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202311507349.X
申请日：2023-11-13
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明公开一种离心力场中单摆固有频率的设计方法和振动控制方法，包括：步骤1，根据直升机的控制需求，确定直升机中振动控制对象的目标位置和振动频率；步骤2，在直升机旋翼桨叶根部安装单摆，并通过试验获取单摆的当量摆长；步骤3，根据单摆的当量摆长，计算旋翼旋转离心力场中单摆的固有频率ω。本发明提供的技术方案解决了离心力场中单摆固有频率的现有理论设计方式，由于单摆由多个结构部件构成、且单摆运动的非线性，从而导致理论计算方式无法得到准确的单摆固有频率的问题。
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公开(公告)号：CN114030602B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202111382053.0
申请日：2021-11-19
申请人： 中国直升机设计研究所
发明人： 刘衍涛
IPC分类号： B64C27/10 , B64C27/467 , B64C27/51 , B64C27/00
摘要： 本发明提供一种主动调节同轴度的旋翼系统，包括：旋翼轮(1)和涵道(2)；旋翼轮(1)包括：叶片(11)、叶轮(12)、永磁阵列(13)、主动调节小翼(16)和距离感应探头(17)；永磁阵列(13)和距离感应探头(17)沿圆周布置在叶轮(12)上；涵道(2)包括：悬浮槽(21)、线圈阵列(22)和距离传感器(24)；线圈阵列(22)和距离传感器(24)沿圆周布置在悬浮槽(21)上；叶片(11)的翼型尾端设置有主动调节小翼(16)，主动调节小翼(16)用于根据距离传感器(24)对距离感应探头(17)的检测结果转动，使得旋翼轮(1)位于悬浮槽(21)中心。可减轻重量，并且减小气动阻塞，提高气动效率。
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公开(公告)号：CN113955142B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202111176139.8
申请日：2021-10-09
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本申请属于旋翼振动控制技术领域，公开了一种旋翼1Ω谐波振动实时调整控制方法，包括以下步骤：步骤一：采集数据；步骤二：对采集的数据进行处理；得到振动数据的1Ω振动幅值；步骤三：重复N次步骤一、二，得到N组1Ω振动幅值、N组拉杆扰动位移和N组桨叶桨尖高度；步骤四：根据N组的1Ω振动幅值和对应的N组拉杆扰动位移通过最小二乘辨识算法得到拉杆扰动位移和1Ω振动幅值之间的转换矩阵T；步骤五：根据N组桨叶桨尖高度和对应的N组拉杆扰动位移通过最小二乘辨识算法得到拉杆扰动位移和桨叶桨尖高度之间的转换矩阵A；步骤六：建立拉杆扰动位移和1Ω振动幅值的二次型性能指标函数；求解所述二次型性能指标函数。
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公开(公告)号：CN115447760A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211080963.8
申请日：2022-09-05
申请人： 广州极飞科技股份有限公司
摘要： 本发明的实施例提供了一种固定螺距螺旋桨机构及无人机，涉及无人机技术领域。该固定螺距螺旋桨机构包括桨夹机构以及至少两个桨叶，桨夹机构限定出旋转轴心线，每个桨叶绕与旋转轴心线平行的轴心线可转动地连接于桨夹机构，且，每个桨叶沿旋转轴心线的延伸方向相对于桨夹机构可摆动，桨叶可以沿旋转轴心线的延伸方向相对于桨夹机构可摆动，进而将桨叶自身震动的能量部分转化为摆幅，震动的能量转换为了摆幅的势能，消除由于速度产生的气动不平衡，减小了桨叶自身的震动，桨叶绕与旋转轴心线平行的轴心线可转动地连接于桨夹机构，消除了哥氏力的影响，避免引发桨叶根部变弯或疲劳断裂，提高了具有该固定螺距螺旋桨机构的无人机的飞行稳定性。
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公开(公告)号：CN112867671A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202080005354.9
申请日：2020-04-28
申请人： 深圳市大疆创新科技有限公司
摘要： 一种振动模态优化方法，用于无人机(100)，无人机(100)包括机身(20)和机臂组件(30)，机臂组件(30)包括机臂(32)和电机(34)，机臂(32)的一端可转动地连接机身(20)，机臂(32)另一端的顶部连接有电机(34)，机臂(32)另一端的底部连接有脚架(40)，电机(34)的输出轴连接有桨叶(50)；振动模态优化方法包括：获取桨叶(50)的临界失稳桨频(ω)；根据桨叶(50)的临界失稳桨频(ω)，调节机臂(32)的扭转频率(ωx)、桨叶(50)的桨叶平面到机臂(32)扭转轴的距离(h)和机臂组件(30)关于机臂(32)扭转轴的惯性矩(Mx)中的至少一个。本申请还公开了一种振动模态优化装置(200)和无人机(100)。
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公开(公告)号：CN110979657A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911126232.0
申请日：2019-11-18
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/46 , B64C27/467 , B64C27/51
摘要： 本发明公开了一种基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，包含桨叶本体和若干后缘襟翼模块；后缘襟翼模块包含壳体、驱动器、推拉杆、驱动杆、安装平台、第一柔性铰链、第二柔性铰链、后缘襟翼和密封片。驱动器产生动态直线位移输出；驱动器、推拉杆、驱动杆、后缘襟翼依次相连，驱动器产生的力和位移输出传递到后缘襟翼；后缘襟翼通过第二柔性铰链与安装平台相连，并通过第二柔性铰链将推拉杆的直线往复运动转换为后缘襟翼偏转运动。本发明用于直升机后缘襟翼主动控制旋翼，通过后缘襟翼动态偏转，动态改变桨叶气动载荷分布，抑制直升机旋翼振动载荷，或通过声场对消的方法抑制旋翼噪声。
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公开(公告)号：CN110789711A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910971173.0
申请日：2019-10-12
申请人： 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
IPC分类号： B64C27/51
摘要： 本发明属于直升机动力学技术领域，涉及一种用于直升机旋翼桨毂旋转面内振动调整的方法，其方法包含两部分，分别为桨毂摆振阻尼器的调整和桨毂配重片的调整：在旋翼桨毂旋转面内振动偏心力达到60-100kg或者舱内垂向振动速度值达到0.6-1ips时采用桨毂摆振阻尼器调整；在旋翼桨毂旋转面内振动偏心力小于60kg或者舱内垂向振动速度值小于0.6ips时采用桨毂配重片调整。本发明的方法可以克服目前单一调整方式的不足，确保直升机的振动环境保持在舒适的水平。
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公开(公告)号：CN104670487B
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201410525842.9
申请日：2014-10-08
申请人： 奥格斯塔韦斯兰股份公司
发明人： 阿蒂利奥·科隆博
CPC分类号： F01D25/04 , B64C27/001 , B64C2027/003 , B64C2027/004 , B64C2027/005 , F16F7/1011 , F16F7/116
摘要： 本发明公开了一种悬停式飞行器旋翼(3)及悬停式飞行器，悬停式飞行器旋翼包括：毂(5)，其围绕轴线(A)转动并具有多个叶片(9)；驱动轴(6)，能连接于飞行器(1)的驱动构件并且功能性地连接于毂(5)，以围绕轴线(A)转动毂(5)；以及阻尼装置(15)，用于缓冲传递到轴(6)的振动，并且阻尼装置包括质量块(17)，质量块被设计成在使用时振荡，以便阻抗由叶片(9)的转动所产生的振动向轴(6)传递；质量块(17)平行于轴线(A)自由地振荡，以便阻抗具有沿所述轴线(A)的主分量的振动向轴(6)传递。
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公开(公告)号：CN108045574A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711250273.1
申请日：2017-12-01
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明涉及减振承力结构设计领域，特别涉及一种抗剪减振承力结构。该结构包括：内侧支撑结构(1)、外侧支撑结构(2)以及弹性抗剪结构(3)。本发明的抗剪减振承力结构，通过设置外侧支撑结构(2)上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构(1)上的第一通孔的孔径，实现将载荷由外侧支撑结构(2)传递到内侧支撑结构(1)；通过设置弹性抗剪结构(3)的内侧面与外侧面为同心球面，球心为第三接头上的关节轴承的中心O，实现当弹性抗剪结构(3)承载时只发生剪切变形。本发明的抗剪减振承力结构通过弹性抗剪结构(3)的变形吸收能量并调整翼面结构的连接刚度，降低振动水平，达到了减小结构连接处的载荷的目的。
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