CN114537658A - 一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统 - Google Patents

一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN114537658A
CN114537658A CN202210347200.9A CN202210347200A CN114537658A CN 114537658 A CN114537658 A CN 114537658A CN 202210347200 A CN202210347200 A CN 202210347200A CN 114537658 A CN114537658 A CN 114537658A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
target
speed
azimuth angle
tip
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202210347200.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114537658B (zh
Inventor
鲍为成
陈希
招启军
孙大智
王博
张夏阳
赵国庆
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202210347200.9A priority Critical patent/CN114537658B/zh
Publication of CN114537658A publication Critical patent/CN114537658A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114537658B publication Critical patent/CN114537658B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明公开了一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统，涉及旋翼降噪处理技术领域，该装置包括：阻力传感器，设置在目标直升机旋翼的桨叶尖部，用于实时监测桨叶尖部的阻力和方位角；方位角为桨叶与目标直升机前飞负方向的夹角；控制器，与阻力传感器连接，用于：接收桨叶尖部的阻力和方位角；根据桨叶尖部的阻力，判断桨叶是否处于激波状态；若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60‑120°方位角范围内时的桨叶；根据目标桨叶的方位角确定旋翼的目标转速，并根据目标转速输出调节指令；所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使旋翼达到目标转速。本发明能够实现高速脉冲噪声的主动、高效控制，且控制精度高。

Description

一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统
技术领域
本发明涉及旋翼降噪处理技术领域，特别是涉及一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统。
背景技术
直升机具有独特的垂直起降和空中悬停能力，因此在城市交通运输、救援救灾任务以及战场侦察作战等领域发挥着不可或缺的能力。然而，直升机旋翼独特的工作方式即以旋转提供所需的升力，导致其在前飞中受到前飞速度的影响，其合速度在前行侧桨叶增大，在后行侧减小，导致在大速度前飞时前行侧桨叶速度接近声速，出现激波，随即会产生由强度大、频率低且具有明显周期性的高速脉冲噪声(HSI噪声)。
其中，旋翼的气动噪声中，主要包括厚度噪声和载荷噪声，分别为旋翼排开空气、旋翼所产生的气动力变化引起的气动噪声，由于旋翼旋转频率相对较低，桨尖速度大，所产生的噪声具有频率低、强度大的特点，导致在其传播距离远，产生严重的声污染。而当直升机大速度前飞时，前行侧桨叶出现激波，产生高强度的HSI噪声，这种噪声属于载荷噪声的一种。
目前国内外学者一般采用后掠的方式，减少激波的产生以降低HSI噪声。近年，随着直升机技术的发展，变转速方法已经逐步应用于旋翼上，但是由于在改变前行侧桨叶转速的同时，会同时导致旋翼上剩余桨叶速度的变化，因此国内外较少有学者提出行之有效的变转速方法以解决前行侧桨叶激波问题。对于变转速的方法，林沐阳等对两片桨叶的转速进行分别控制，以实现两片桨叶单独桨叶控制，但这种后掠方式只能应用于旋翼的桨尖位置，同时该方法会改变桨叶的重心位置，会引起动力学问题，噪声的降低效果较小。
发明内容
本发明的目的是提供一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统，能够实现高速脉冲噪声的主动、高效控制，且控制精度高。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
第一方面，本发明提供的一种动态响应的变转速旋翼降噪装置，包括：
阻力传感器，设置在目标直升机旋翼的桨叶尖部，用于实时监测所述桨叶尖部的阻力和方位角；所述方位角为桨叶与目标直升机前飞负方向的夹角；
控制器，与所述阻力传感器连接，用于：
接收所述桨叶尖部的阻力和方位角；
根据所述桨叶尖部的阻力，判断所述桨叶是否处于激波状态；
若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶；
根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；
所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
可选地，所述目标直升机的旋翼包括第一桨叶、第二桨叶和第三桨叶；所述第一桨叶、所述第二桨叶和所述第三桨叶的之间夹角均为120°。
第二方面，本发明提供的一种动态响应的变转速旋翼降噪方法，包括：
获取所述桨叶尖部的阻力和方位角；
根据所述桨叶尖部的阻力，判断所述桨叶是否处于激波状态；
若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶；
根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；
所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
可选地，所述根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，具体包括：
获取目标桨叶尖部的速度；
获取目标直升机的前飞速度；
基于所述目标桨叶尖部的速度和所述目标直升机的前飞速度，确定所述目标桨叶尖部的相对速度；
基于所述目标桨叶尖部的相对速度，确定减速系数；
基于所述减速系数和所述目标桨叶的方位角，确定所述旋翼的目标转速。可选地，所述目标桨叶尖部的相对速度的计算公式为：
Vtip＝Vrotation+Vforward
其中，Vtip为目标桨叶尖部的相对速度，Vrotation为目标桨叶尖部的速度，Vforward为目标直升机的前飞速度。
可选地，所述减速系数的计算公式为：
A＝(Vtip-0.7C)/r
其中，A为减速系数，Vtip为目标桨叶尖部的相对速度，C为当地声速，r为桨叶半径。
可选地，所述旋翼的目标转速计算公式为：
Ωψ＝Ω-sin(ψ)·A
式中，ψ为方位角，Ωψ为旋翼的目标转速，rad/s，Ω为旋翼的原始转速，rad/s，A为减速系数。
第三方面，本发明提供的一种动态响应的变转速旋翼降噪系统，包括：
数据获取模块，用于获取桨叶尖部的阻力和方位角；
判断模块，用于根据所述桨叶尖部的阻力，判断桨叶是否处于激波状态；
方位角确定模块，用于当所述桨叶处于激波状态时，确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶；
指令输出模块，根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明结构简单可靠，将桨叶尖部阻力传感器采集的阻力及方位角的监测结果反馈于变频调速电机，以对直升机的旋翼进行转速控制，其中，转速控制是在不影响后行侧桨叶的气动性能的条件下，对前行侧桨叶进行噪声主动控制，其旋翼结构动力学性能更好，避免了由于重心位置改变导致的颤振等问题，能够自适应地应用于各种飞行环境中。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的动态响应的变转速旋翼降噪装置框架图；
图2为本发明提供的目标直升机的旋翼结构图；
图3为本发明提供的动态响应的变转速旋翼降噪方法流程图；
图4为本发明提供变转速控制的减速起始方位角示意图；
图5为本发明提供变转速控制的减速终止方位角示意图；
图6为本发明提供的动态响应的变转速旋翼降噪系统结构图；
附图说明：
1-第一桨叶、2-第二桨叶、3-第三桨叶、4-阻力传感器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种动态响应的变转速旋翼降噪系统、方法及系统，能够实现高速脉冲噪声的主动、高效控制，且控制精度高。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一
如图1所示，本发明实施例提供的一种动态响应的变转速旋翼降噪装置，包括：阻力传感器和控制器。
具体地，所述阻力传感器设置在目标直升机旋翼的桨叶尖部，所述阻力传感器用于实时监测所述桨叶尖部的阻力和方位角；所述方位角为桨叶与目标直升机前飞负方向的夹角。
所述控制器与所述阻力传感器连接，所述控制器用于：
接收所述桨叶尖部的阻力和方位角。
根据所述桨叶尖部的阻力，判断所述桨叶是否处于激波状态。
若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶。
根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令。
所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
进一步地，如图2所示，所述目标直升机的旋翼包括第一桨叶1、第二桨叶2和第三桨叶3；所述第一桨叶1、所述第二桨叶2和所述第三桨叶3的之间夹角均为120°，且每个桨叶尖部均设置有阻力传感器4。
实施例二
本发明实施例提供了一种动态响应的变转速旋翼降噪方法，该方法应用于实施例一所述的装置。
如图3所示，本发明实施例提供的一种动态响应的变转速旋翼降噪方法包括：
步骤100：获取所述桨叶尖部的阻力和方位角。
步骤200：根据所述桨叶尖部的阻力，判断所述桨叶是否处于激波状态。若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶。
其中，当监测到在桨叶位于前行侧时，阻力发生显著增大，则表示此事桨叶出现激波，出现高水平的HSI噪声。
若否，则返回步骤100。
步骤300：根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
所述步骤300具体为：
步骤a：获取目标桨叶尖部的速度Vtip。
步骤b：获取目标直升机的前飞速度Vforward。
步骤c：基于所述目标桨叶尖部的速度和所述目标直升机的前飞速度，确定所述目标桨叶尖部的相对速度。
具体地，如图2所述，当所述第一桨叶1位于前行侧时，受到目标直升机的前飞速度影响，桨叶尖部相对速度增大，产生HSI噪声，此时对旋翼进行转速控制，会同时降低所述第二桨叶2及桨叶3的转速，但是此时第二桨叶2和第三桨叶3避开了后行侧位置，对气动载荷的影响较小。
为了对转速进行高效控制，如图4所示，分别给出了减速起始方位角和终止方位角的位置，其中，ψ为桨叶与目标直升机前飞负方向的夹角，即方位角。ψ＝90°为前行侧桨叶，ψ＝270°为后行侧桨叶。
减速起始方位角ψ＝60°，终止方位角ψ＝120°，第一桨叶1处于降转速起始位置时，第一桨叶2、第二桨叶3均未处于后行侧。此时旋翼开始降转速。
如图5所示，第一桨叶1处于降转速终止位置，第二桨叶2、第三桨叶3均未处于后行侧。此时旋翼恢复正常旋转速度，即原始速度。当第三桨叶3进一步旋转60°时，旋翼进入下一个降转速周期。
由上所述，旋翼旋转一周的过程中，每片桨叶均会产生一个降转速周期，将旋转过程分为三个降转速周期，每个周期包含120°方位角，分为两个部分：(1)稳定转速状态，即ψ＝0-60°。(2)降转速状态，即ψ＝60-120°。
其中，所述目标桨叶尖部的相对速度的计算公式为：
Vtip＝Vrotation+Vforward
其中，Vtip为目标桨叶尖部的相对速度，Vrotation为目标桨叶尖部的速度，Vforward为目标直升机的前飞速度。
步骤d：基于所述目标桨叶尖部的相对速度，确定减速系数A：
A＝(Vtip-0.7C)/r
其中，A为减速系数，Vtip为目标桨叶尖部的相对速度，C为当地声速，r为桨叶半径。减速系数为基于前飞速度进行的主动控制系数。
步骤e：基于所述减速系数和所述目标桨叶的方位角，确定所述旋翼的目标转速。
所述旋翼的目标转速计算公式为：
Ωψ＝Ω-sin(ψ)·A
式中，ψ为方位角，Ωψ为旋翼的目标转速，rad/s，Ω为旋翼的原始转速，rad/s，A为减速系数。通过目标转速计算公式，使得前行侧桨叶的桨尖相对马赫数维持在0.7以下。
最后，根据目标转速的调节指令来调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
实施例三
如图6所示，本发明实施例提供一种动态响应的变转速旋翼降噪系统，包括：
数据获取模块601，用于获取桨叶尖部的阻力和方位角。
判断模块602，用于根据所述桨叶尖部的阻力，判断桨叶是否处于激波状态。
方位角确定模块603，用于当所述桨叶处于激波状态时，确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶。
指令输出模块604，根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
相对于现有技术，本发明具有以下技术效果：
本发明在三片桨叶旋翼所形成的相位差基础上，将桨叶尖部阻力传感器采集的阻力及方位角的监测结果反馈于变频调速电机，以对直升机的旋翼进行转速控制，其中，转速控制是在不影响后行侧桨叶的气动性能的条件下，对前行侧桨叶进行噪声主动控制，其结构简单可靠，旋翼结构动力学性能较好，避免了由于重心位置改变导致的颤振等问题，其降噪效果显著，能够自适应得应用于各种飞行环境中。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种动态响应的变转速旋翼降噪装置，其特征在于，包括：
阻力传感器，设置在目标直升机旋翼的桨叶尖部，用于实时监测所述桨叶尖部的阻力和方位角；所述方位角为桨叶与目标直升机前飞负方向的夹角；
控制器，与所述阻力传感器连接，用于：
接收所述桨叶尖部的阻力和方位角；
根据所述桨叶尖部的阻力，判断所述桨叶是否处于激波状态；
若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶；
根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；
所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
2.根据权利要求1所述的动态响应的变转速旋翼降噪装置，其特征在于，所述目标直升机的旋翼包括第一桨叶、第二桨叶和第三桨叶；所述第一桨叶、所述第二桨叶和所述第三桨叶的之间夹角均为120°。
3.一种动态响应的变转速旋翼降噪方法，其特征在于，包括：
获取所述桨叶尖部的阻力和方位角；
根据所述桨叶尖部的阻力，判断所述桨叶是否处于激波状态；
若是，则确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶；
根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；
所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
4.根据权利要求3所述的动态响应的变转速旋翼降噪方法，其特征在于，所述根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，具体包括：
获取目标桨叶尖部的速度；
获取目标直升机的前飞速度；
基于所述目标桨叶尖部的速度和所述目标直升机的前飞速度，确定所述目标桨叶尖部的相对速度；
基于所述目标桨叶尖部的相对速度，确定减速系数；
基于所述减速系数和所述目标桨叶的方位角，确定所述旋翼的目标转速。
5.根据权利要求4所述的动态响应的变转速旋翼降噪方法，其特征在于，所述目标桨叶尖部的相对速度的计算公式为：
Vtip＝Vrotation+Vforward
其中，Vtip为目标桨叶尖部的相对速度，Vrotation为目标桨叶尖部的速度，Vforward为目标直升机的前飞速度。
6.根据权利要求4所述的动态响应的变转速旋翼降噪方法，其特征在于，所述减速系数的计算公式为：
A＝(Vtip-0.7C)/r
其中，A为减速系数，Vtip为目标桨叶尖部的相对速度，C为当地声速，r为桨叶半径。
7.根据权利要求4所述的动态响应的变转速旋翼降噪方法，其特征在于，所述旋翼的目标转速计算公式为：
Ωψ＝Ω-sin(ψ)·A
式中，ψ为方位角，Ωψ为旋翼的目标转速，rad/s，Ω为旋翼的原始转速，rad/s，A为减速系数。
8.一种动态响应的变转速旋翼降噪系统，其特征在于，包括：
数据获取模块，用于获取桨叶尖部的阻力和方位角；
判断模块，用于根据所述桨叶尖部的阻力，判断桨叶是否处于激波状态；
方位角确定模块，用于当所述桨叶处于激波状态时，确定目标桨叶的方位角；所述目标桨叶为处于60-120°方位角范围内时的桨叶；
指令输出模块，根据所述目标桨叶的方位角确定所述旋翼的目标转速，并根据所述目标转速输出调节指令；所述调节指令用于调节变频调速电机的功率，以使所述旋翼达到所述目标转速。
CN202210347200.9A 2022-04-01 2022-04-01 一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统 Active CN114537658B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210347200.9A CN114537658B (zh) 2022-04-01 2022-04-01 一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210347200.9A CN114537658B (zh) 2022-04-01 2022-04-01 一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114537658A true CN114537658A (zh) 2022-05-27
CN114537658B CN114537658B (zh) 2023-04-07

Family

ID=81664775

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210347200.9A Active CN114537658B (zh) 2022-04-01 2022-04-01 一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114537658B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0588360A1 (en) * 1992-09-17 1994-03-23 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Less noisy helicopter
CN104477377A (zh) * 2014-12-31 2015-04-01 北京航空航天大学 一种复合式多模态多用途飞行器
CN110795794A (zh) * 2019-10-31 2020-02-14 厦门大学 一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法
CN112124579A (zh) * 2020-10-23 2020-12-25 南京航空航天大学 一种用于高速前飞的实时变转速旋翼
CN113051668A (zh) * 2021-04-14 2021-06-29 长沙神弓信息科技有限公司 一种旋翼类无人机等效阻力系数的测算方法
CN114044135A (zh) * 2021-12-17 2022-02-15 厦门大学 抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0588360A1 (en) * 1992-09-17 1994-03-23 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Less noisy helicopter
CN104477377A (zh) * 2014-12-31 2015-04-01 北京航空航天大学 一种复合式多模态多用途飞行器
CN110795794A (zh) * 2019-10-31 2020-02-14 厦门大学 一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法
CN112124579A (zh) * 2020-10-23 2020-12-25 南京航空航天大学 一种用于高速前飞的实时变转速旋翼
CN113051668A (zh) * 2021-04-14 2021-06-29 长沙神弓信息科技有限公司 一种旋翼类无人机等效阻力系数的测算方法
CN114044135A (zh) * 2021-12-17 2022-02-15 厦门大学 抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机

Also Published As

Publication number Publication date
CN114537658B (zh) 2023-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7424988B2 (en) Use of aerodynamic forces to assist in the control and positioning of aircraft control surfaces and variable geometry systems
US11860622B2 (en) Hybrid gyrodyne aircraft
KR101464157B1 (ko) 가변성 어택각 호일을 구비한 고효율 터빈
EP2479426B1 (en) Method for determining a pitch angle offset signal and for controlling a rotor frequency of a wind turbine for speed avoidance control
CN105339262A (zh) 用于微型飞行器的被动旋翼控制机构
JP6228914B2 (ja) ヨーイングによって動力出力を制御する２枚羽根付き揺動ヒンジ風力タービンにおいて動力出力を制御するために必要とされるヨートルクを最小にするためのシステム
US20220221864A1 (en) A system and a method for controlling rotorcraft rotors
CN111980869A (zh) 漂浮式双叶轮风电机组转速与浮台运动控制的解耦方法
CN104176235A (zh) 一种旋翼飞行器的可旋转机翼
JP2021059159A (ja) 電動化航空機及びその空力性能制御方法
US11214364B2 (en) Main rotor blade and helicopter
CN114169103B (zh) 一种基于大桨盘载荷工况的螺旋桨建模方法及系统
CN208993923U (zh) 螺旋桨、动力组件及无人飞行器
CN114537658B (zh) 一种动态响应的变转速旋翼降噪装置、方法及系统
CN112124579A (zh) 一种用于高速前飞的实时变转速旋翼
CN108382606B (zh) 一种用于降低直升机旋翼厚度噪声的实验装置
KR20230021122A (ko) 선박의 추진을 제어하기 위한 장치, 방법 및 컴퓨터 프로그램
CN116374169B (zh) 一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法、系统及装置
CN115056979A (zh) 基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统
WO2013066690A1 (en) Systems and methods for performance improvement of aerodynamic and hydrodynamic surfaces
CN213735535U (zh) 一种用于高速前飞的实时变转速旋翼
Johnson et al. Wind tunnel measurements and calculations of aerodynamic interactions between tiltrotor aircraft
JP2011089456A (ja) 三次元翼を持つ垂直軸風車
JPH04176795A (ja) ヘリコプタ回転翼
US20220388672A1 (en) Propulsion assembly

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant