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公开(公告)号：CN115743532A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211475186.7
申请日：2022-11-23
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种防撞无人飞行器及其防撞方法，涉及无人飞行技术领域，包括：无人机本体以及降落缓冲结构，无人机本体的降落支架底部设置有降落缓冲结构，降落缓冲结构包括条形气囊、底板、顶板以及V型弹簧钢板，条形气囊通过顶板与降落支架连接，条形气囊的内腔底部设置有底板，V型弹簧钢板的尖端固定设置底板上，V型弹簧钢板的开口两端均与顶板的下表面接触连接，条形气囊上开设有若干个出气孔；本发明中条形气囊接触地面时，起到吸收冲击力的作用，在条形气囊压缩的过程中，V型弹簧钢板被挤压，进一步吸收冲击力，提高缓冲效果，而且不会破坏起落架结构，保证起落架结构强度。
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公开(公告)号：CN109747818B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201811647844.X
申请日：2018-12-30
申请人： 南京航空航天大学 , 南京长空科技有限公司 , 南京浦口高新技术产业开发区管理委员会
IPC分类号： B64C27/46 , B64C27/467
摘要： 本发明提供了一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，包括：读取旋翼及桨叶的构型参数和飞行参数，建立基于CFD技术和射流边界条件的旋翼桨尖涡流场高精度模拟及射流控制模拟的求解器；在给定的飞行状态下，在不施加质量射流控制的前提下计算旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数；在旋翼桨尖选定质量射流口的位置和方向，给定空气质量射流的射流速度及射流方式；基于给定的射流方案，在给定的飞行状态下再次对旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数进行计算；变换射流速度和方式，计算不同射流方案下不同方位角处旋翼桨尖涡的涡核特性，得到其随射流方案的演变规律；将施加控制后得到的桨尖涡演变特性与施加控制前的结果进行对比，得到涡核旋转速度降到最低的控制方式。
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公开(公告)号：CN113221478A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110496238.8
申请日：2021-05-07
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种主动控制旋翼的数值分析方法及系统。该方法包括：对需分析的主动控制旋翼对象进行几何建模；绘制数值模拟的流场环境网格并生成原始网格；对原始网格进行运动嵌套装配，确定嵌套后的物面网格位置；将各网格块分配至不同求解节点中进行独立的并行流场计算；对各求解节点进行一个模拟时间步的流体动力学数值模拟计算，得到模拟时间步上的网格体单元流场数据；判断是否达到所需的模拟时间步；若是，确定单元气动力；确定主动控制旋翼的在各模拟时间步各观测点上形成的噪声声压；确定整个模拟时间内的有效声压和声压级；若否，则继续确定嵌套后的物面网格位置。本发明能够处理分离部件的主动控制旋翼、提高求解精度以及实现并行加速。
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公开(公告)号：CN108920811B
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN201810687646.X
申请日：2018-06-28
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种用于直升机飞行仿真的模拟方法及系统。所述模拟方法包括：建立直升机模型；对直升机飞行背景区域进行网格划分，得到背景网格；对直升机当前飞行区域进行划分，得到与所述背景网格重叠的重叠网格；根据所述背景网格和所述重叠网格建立重叠虚拟盘体模型，所述重叠虚拟盘体模型包括直升机旋翼和尾桨；获取所述重叠虚拟盘体模型的飞行数据和流场数据；根据所述飞行数据和所述流场数据得到直升机在飞行过程中的旋翼和尾桨的姿态数据以及流场变化。采用本发明的方法或系统能够有效模拟直升机动态飞行的过程及其流场的空间变化，精确地模拟直升机各部件的气动特性及气动干扰特性，提高飞行仿真的模拟精度。
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公开(公告)号：CN109828841B
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN201910054745.9
申请日：2019-01-21
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F9/50
摘要： 本发明公开一种CFD并行计算方法，通过创建计算节点和管理节点，各计算节点打开接收端口、发送数据信息以及接收其他计算节点发送的数据信息，直至所有计算节点接收完数据信息；管理节点打开接收端口并接收计算节点发送的数据信息，对数据信息进行统计，得到统计信息；根据统计信息判断管理节点是否接收所有计算节点发送的信息，能够并行进行任务的自动分配，提高求解速度，一个求解步骤仅打包通信一次，降低了通信频率；使用了先开启接收，再处理，最后发送的流程，逻辑上避免死锁的出现；加权剖分方法仅需少量改动就将原串行求解改为新的并行求解，且计算节点间的通信为去中心化的点对点通信，能够降低通信量并缩短了通信时间。
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公开(公告)号：CN109885968B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201910187086.6
申请日：2019-03-13
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28
摘要： 本发明公开一种复杂运动的运动描述建模方法及系统，所述方法包括：获取目标的实际运动；对所述实际运动进行分解，得到多级运动；根据各级运动获取各级运动的参考系和运动描述方程；根据所述参考系和所述描述方程，每两两间运动，以其中一个运动为参考建立两组坐标系；根据所述两组坐标系建立装配关系；根据所述装配关系增加运动描述；将所述装配关系和所述运动描述合成，得到最终的运动模型，用于CFD数值仿真得到仿真对象的流场分布及气动作用力。本发明中的上述方法使用多级坐标系变换，实现复合形式的运动，或可对观察到的运动进行级数拟合，来描述复杂运动。
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公开(公告)号：CN109800506B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201910057959.1
申请日：2019-01-22
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/18 , G06F30/15 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种飞行器的性能评估方法及系统。评估方法包括建立目标飞行器的重叠网格模型；创建管理节点、S个嵌套工作节点和N个计算工作节点；通过管理节点从重叠网格模型提取N个嵌套网格和S个被嵌套网格；通过S个嵌套工作节点分别对S个被嵌套网格进行嵌套处理；通过N个计算工作节点分别对N个所述嵌套网格，进行气动力计算，并根据嵌套交换索引信息，进行初始气动力计算结果的交换和嵌套差值，获得局部网格气动力计算结果；通过管理节点将局部网格气动力计算结果进行汇总，并判断是否满足结束计算条件，若是，则输出所述飞行器气动力计算结果。本发明提高了飞行器气动力分析的速度，进而提高了飞行器性能评估的速度。
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公开(公告)号：CN107220412B
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN201710307028.3
申请日：2017-05-04
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F119/10
摘要： 本发明实施例公开了一种基于可变面积阻力片的旋翼厚度噪声控制方法，涉及气动声学技术领域，能够针对性地对旋翼厚度噪声进行大幅度降噪。本发明包括：读取旋翼尺寸和飞行参数，计算给定飞行状态下旋翼厚度噪声P′T；在桨叶端部四分之一弦线处施加控制力F，计算给定飞行状态下控制力F产生的控制源噪声p′F；根据旋翼厚度噪声降噪目标，设定抵消因子f，计算桨叶端部四分之一弦线处施加的控制力F；在桨叶端部四分之一弦线处添加可变面积阻力片，基于CFD方法计算不同阻力片面积与控制力的关系，得到桨叶端部四分之一弦线处阻力片的面积；改变控制力展向分布位置，计算不同位置的阻力片面积；对桨叶不同位置添加相应面积的阻力片。
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公开(公告)号：CN108021772B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201711432398.6
申请日：2017-12-26
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/10
摘要： 本发明公开一种基于射流的降低旋翼噪声的方法及系统。该方法包括：获取直升机的旋翼参数和工作参数；获取观测点处的第一旋翼厚度噪声特性；获得所述观测点处的多个第二旋翼厚度噪声特性；确定目标函数，所述目标函数为使得所述观测点的降噪区域面积最大的函数；根据所述目标函数，确定施加外力的分布位置；根据声场对消方法，确定所述外力的数值；采用CFD数值模拟方法确定射流参数与外力的函数关系；根据所述射流参数与外力的函数关系及所述外力的数值，确定所述分布位置的射流参数；根据所述射流参数对所述分布位置处施加射流，以降低直升机的旋翼噪声。本发明提供的方法及系统，可以显著增加旋翼厚度噪声的降噪区域面积，提高降噪效果。
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公开(公告)号：CN106043688A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610405556.8
申请日：2016-06-08
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C27/467
CPC分类号： B64C27/467
摘要： 本发明实施例公开了一种直升机旋翼翼型，涉及空气动力技术领域，能够同时提高静态和动态状态下翼型升力、阻力、力矩特性，减小旋翼飞行器在实际的非定常状态试飞过程中的隐患。本发明包括：翼型的上表面弯曲外凸，翼型的下表面上凹，翼型的外表面由S1‑S5段组成，其中：S1段和S5段为翼型的后缘收缩段，S1段与S5段在翼型的后缘位置处封闭连接；S2段为翼型的下表面上凹段，分别与S1段和S3段封闭连接，S3段的前缘半径大于SC1095型翼型的前缘半径，翼型的中弧线的弯度大于SC1095型翼型；S3段为翼型的前缘段，并与S4段封闭连接；S4段为翼型的上表面的平台段，并与S5段封闭连接。本发明适用于非定常气动特性下的旋翼飞行器。
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