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公开(公告)号：CN116558766A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310833902.2
申请日：2023-07-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，包括步骤：S1：设计不同安装扭角的尾桨毂，试验时尾桨叶配装不同的尾桨毂实现尾桨总距的变化；S2：由于尾桨叶绕变距轴线性扭转，设计尾桨毂根部的扭角和尾桨叶特征剖面（距转动中心0.7R剖面）处的扭角相等，使其真实反映尾桨总距；S3：优化悬停试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的悬停试验效率；S4：优化风洞试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的风洞试验效率；S5：分析研究在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性。本发明可以较为准确地获取不同工况下尾桨的气动性能，为优化直升机整体气动布局研究提供可靠的试验依据。
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公开(公告)号：CN116086756B
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310370328.1
申请日：2023-04-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，包括步骤：S1，启动旋翼和尾桨，调整至各自的额定转速；S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力（或推力）产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值；S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身、尾桨等气动载荷特性。本发明能够为获取单旋翼带尾桨布局直升机配平状态下的全机气动性能提供支持。
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公开(公告)号：CN111726115A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN202010410853.8
申请日：2020-05-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: H03K23/00
Abstract: 本发明公开了一种旋转脉冲编码器的脉冲信号的分频与计数系统和方法，所述方法包括：依次连接的旋转脉冲编码器、脉冲信号传输模块、FPGA分频计数器和PIV流场测试相机，以及与FPGA分频计数器连接的数采控制计算机和PXI数字信号板；所述PXI数字信号板连接有数采板卡，同时还与数采控制计算机连接。本发明进行分频和计数提升了旋转信号方位触发采集的相位准确性。
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公开(公告)号：CN117419885B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311746993.2
申请日：2023-12-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种剪刀式尾桨风洞试验台，属于剪刀式尾桨试验装置领域，包括主轴，主轴的输出端传动连接有旋转轴，旋转轴的输出端装配有滑环、第一传感器、第一调角盘、第一桨叶组、第二桨叶组、第二调角盘、第二传感器等组件，第一调角盘和第二调角盘分别用于调节第一桨叶组和第二桨叶组的剪刀角参数，所述高度调节机构用于调节第二桨叶组的高度。本发明实现了对剪刀角、轴向间距以及桨叶总距的综合控制，能够实现剪刀尾桨上下桨叶气动力独立测量、尾桨总距调节、尾桨上下桨叶剪刀角参数调整、尾桨上下桨叶轴向间距控制等功能，能够有效分析剪刀式尾桨在悬停状态下不同参数变化对其气动性能的影响。
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公开(公告)号：CN117419885A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311746993.2
申请日：2023-12-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种剪刀式尾桨风洞试验台，属于剪刀式尾桨试验装置领域，包括主轴，主轴的输出端传动连接有旋转轴，旋转轴的输出端装配有滑环、第一传感器、第一调角盘、第一桨叶组、第二桨叶组、第二调角盘、第二传感器等组件，第一调角盘和第二调角盘分别用于调节第一桨叶组和第二桨叶组的剪刀角参数，所述高度调节机构用于调节第二桨叶组的高度。本发明实现了对剪刀角、轴向间距以及桨叶总距的综合控制，能够实现剪刀尾桨上下桨叶气动力独立测量、尾桨总距调节、尾桨上下桨叶剪刀角参数调整、尾桨上下桨叶轴向间距控制等功能，能够有效分析剪刀式尾桨在悬停状态下不同参数变化对其气动性能的影响。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116558766B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310833902.2
申请日：2023-07-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，包括步骤：S1：设计不同安装扭角的尾桨毂，试验时尾桨叶配装不同的尾桨毂实现尾桨总距的变化；S2：由于尾桨叶绕变距轴线性扭转，设计尾桨毂根部的扭角和尾桨叶特征剖面（距转动中心0.7R剖面）处的扭角相等，使其真实反映尾桨总距；S3：优化悬停试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的悬停试验效率；S4：优化风洞试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的风洞试验效率；S5：分析研究在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性。本发明可以较为准确地获取不同工况下尾桨的气动性能，为优化直升机整体气动布局研究提供可靠的试验依据。
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公开(公告)号：CN115901163B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202310221939.X
申请日：2023-03-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机着舰气动特性风洞试验方法，采用六自由度并联机构实现舰船姿态模拟，采用主从模式同步方法实现直升机模型载荷和舰船姿态的同步采集，通过计算机控制实现舰船单自由度或多自由度的组合运动模拟，提高了舰船姿态模拟的准确性，通过主从同步模式，实现了舰船姿态和直升机载荷的同步采集，可获取丰富的数据，对分析和研究舰船姿态与直升机载荷之间的影响关系，具有重要意义。
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公开(公告)号：CN116086756A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310370328.1
申请日：2023-04-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，包括步骤：S1，启动旋翼和尾桨，调整至各自的额定转速；S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力（或推力）产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值；S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身、尾桨等气动载荷特性。本发明能够为获取单旋翼带尾桨布局直升机配平状态下的全机气动性能提供支持。
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公开(公告)号：CN113670561A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202111225365.0
申请日：2021-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造R2‑R1曲线、F2‑F1曲线、H2‑H1、V2‑V1和S1‑S2曲线；前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造F5‑F4曲线、H5‑H4曲线、V5‑V4曲线和S5‑S4曲线；构造R7‑R6曲线、F7‑F6曲线、H7‑H6曲线、V7‑V6曲线和S7‑S6曲线；构造R6‑R3曲线、F6‑F4曲线、H6‑H4曲线和V6‑V4曲线。通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。
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公开(公告)号：CN112291025A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011039906.6
申请日：2020-09-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于光纤滑环的旋转信号等方位同步触发采集方法。本发明中的旋转信号采集与其它数据采集系统很方便地实现了方位脉冲同步触发；本发明中的方位触发脉冲信号能够无损地传输至前置旋转信号采集器；本发明中的前置旋转信号采集器采集数据准确、大容量、高采样率、实时无损传输。保证前置数据采集信号与本地采集系统数据同相位，从而真正提高了旋转信号采集的精度。
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