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公开(公告)号：CN118275074A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202311507788.0
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种倾转旋翼缩比模型回转颤振风洞试验方法和试验系统，包括：在固定翼模式下，在不同风速下对倾转旋翼缩比模型进行瞬态激励，利用图像采集方式对倾转旋翼缩比模型的机翼动态响应进行采集，得到机翼翼尖位移响应和角度响应，并通过参数识别软件进行阻尼识别分析，得到不同风速下阻尼值，通过对不同风速下阻尼值进行拟合来进行倾转旋翼缩比模型回转颤振边界预测。本发明的技术方案解决了现有倾转旋翼回转颤振风洞试验，由于采用力锤或者吊装激振器的方式进行激振，存在风洞吹风情况下无法对模型实施激振的可能情况，从而导致回转颤振风洞试验受风洞环境因素影响较大，可能无法有效开展倾转旋翼机的回转颤振风洞试验的问题。
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公开(公告)号：CN114112268A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111396990.1
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种双线摆式吸振器的减振验证装置和减振验证方法，方法包括：在传动机构上沿航向、测向分别布置振动传感器；确定传动机构的转速，作动筒的航向力的加载频率和加载载荷范围、侧向力的加载频率和加载载荷范围；测量减振验证装置未安装双线摆式吸振器时的第一振动测量结果；测量减振验证装置未安装双线摆式吸振器时的第二振动测量结果；对第二振动测量结果与第一振动测量结果进行比较，得到量化验证双线摆式吸振器的减振效果。本发明的技术方案，解决了现有双线摆式吸振器效果的评估方式，需要通过直升机飞行试验进行验证，从而导致评估方式的成本高、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN119437550A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434338.8
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种基于矢量三角形的模型旋翼试验台动平衡调整方法和装置，该方法包括：获取安装有桨叶的模型旋翼试验台的初始振动矢量A；获取配重块对模型旋翼试验台的振动的振幅和相位影响系数；根据初始振动矢量A、振幅和相位影响系数，获取两个待加载的配重块的安装位置和质量；根据待加载的配重块的安装位置和质量，将两个配重块安装在对应的两个桨叶支臂上。可实现模型旋翼试验台平面X和Y两个方向同时进行动平衡调整。
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公开(公告)号：CN114169069B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202111398872.4
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/10
Abstract: 本发明实施例公开一种非消声风洞桨盘平面的旋翼噪声云图几何修正方法，包括：步骤1，对声阵列平面进行倾斜角的调整；步骤2，对声阵列平面的中心进行调整；步骤3，获取桨尖声源的定位位置；步骤4，对桨尖声源定位位置的分区进行多项式拟合；步骤5，获取桨尖声源定位位置的分区内的所有方位角对应的最大声源位置信息；步骤6，计算桨尖位置到桨毂中心连线的长度和角度；步骤7，形成覆盖桨盘平面的旋翼噪声云图的几何修正矩阵，并采用所述几何修正矩阵对声源定位云图进行修正。本发明实施例解决了现有获取旋翼噪声在桨盘平面噪声分布特性的方式，可能会产生声阵列变形的问题，以及无法得到真实、有效的试验数据的问题。
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公开(公告)号：CN114166334B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202111399731.4
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种非消声风洞旋翼噪声测点的声衰减系数校准方法，包括：步骤1，在非消声风洞布设弧形支架，并在弧形支架的每个测点位置安装传声器；步骤2，采用标准声源对传声器系数进行现场校准；步骤3，采用白噪声标准声源现场获取传声器的白噪声归一化系数；步骤4，采用各测点位置的传声器采集非消声风洞的背景噪声声压数据；步骤5，采用全向喇叭发出白噪声，并通过各测点位置的传声器采集白噪声声压数据；步骤6，对各测点位置采集的白噪声声压数据进行频谱分析；步骤7，根据分析结果计算噪声测点的声衰减系数。本发明实施例解决了现有旋翼气动噪声的声场研究方案，通过试验获取的噪声试验数据不能反映旋翼噪声场的实际噪声值的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115855415A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211440129.5
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M7/06
Abstract: 本申请提供一种可调刚度二自由度振动试验台，包括基座(3)、十字台面(1)、支臂圆环(5)、弹性支座(2)、轴承座组件(4)，其中：基座(3)为板状结构，基座(3)的中心设置支臂圆环(5)，基座(3)上设置十字台面(1)，十字形中心与基座(3)的中心、支臂圆环(5)的中心相对；十字台面(1)为十字形结构，其中，以十字形中心为原点，相互垂直的两个方向分别为x向和y向；十字台面(1)的四个分支，分别通过弹性支座(2)与基座(3)连接；支臂圆环(5)形状为圆环结构，支臂圆环(5)的外围均匀设置四个短支臂，支臂圆环(5)的四个短支臂与十字台面(1)的四个分支相对设置；十字台面(1)y向的两个分支分别通过轴承座组件(4)与支臂圆环(5)的y向支臂相连。
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公开(公告)号：CN114166487A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111399010.3
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明实施例提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法，包括：旋翼编码盘套设在旋翼主轴的上部，且设置有转速孔；光电转速传感器安装在旋翼模型试验台上的零方位，用于在旋翼编码盘转动、且转速孔位于在零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；旋转编码器用于随旋翼主轴转动，并在转动过程中产生等间距的脉冲信号；高速计数器用于以零方位信号为起点，计算旋转编码器的脉冲信号的数量；信号发生器用于根据脉冲信号的数量计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。本发明的技术方案，解决了现有旋翼方位触发方式，难以满足外触发数据采集技术和旋翼主动控制技术的方位精度要求的问题。
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公开(公告)号：CN114166334A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111399731.4
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种非消声风洞旋翼噪声测点的声衰减系数校准方法，包括：步骤1，在非消声风洞布设弧形支架，并在弧形支架的每个测点位置安装传声器；步骤2，采用标准声源对传声器系数进行现场校准；步骤3，采用白噪声标准声源现场获取传声器的白噪声归一化系数；步骤4，采用各测点位置的传声器采集非消声风洞的背景噪声声压数据；步骤5，采用全向喇叭发出白噪声，并通过各测点位置的传声器采集白噪声声压数据；步骤6，对各测点位置采集的白噪声声压数据进行频谱分析；步骤7，根据分析结果计算噪声测点的声衰减系数。本发明实施例解决了现有旋翼气动噪声的声场研究方案，通过试验获取的噪声试验数据不能反映旋翼噪声场的实际噪声值的问题。
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公开(公告)号：CN114166141A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111398901.7
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种直升机高速旋转桨叶图像的多圆形标记检测方法，包括：步骤1，对初始桨叶图像的圆形标记点进行形心检测，得到每个圆形标记点的形心坐标；步骤2，采用排序识别方式，对初始桨叶图像进行圆形标记点的识别；步骤3，建立初始桨叶图像与正面投影平面的透视变换模型，并求解透视变换模型的单应性矩阵，并根据单应性矩阵对初始桨叶图像进行透视变换，得到正面桨叶图像；步骤4，对正面桨叶图像的圆形标记点的形心坐标进行逆变换，得到修正后的初始桨叶图像的圆形标记点的形心坐标。本发明实施例解决了由于铰接式桨叶高速旋转时的存在较大的挥舞运动，且具有一定的摆振和扭转运动，从而导致标记点所在平面不与图像平面平行的问题。
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公开(公告)号：CN219754946U
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202320919577.7
申请日：2023-04-21
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本实用新型属于试验技术领域，公开了一种用于旋翼的高频激振电液伺服作动筒，包括电液伺服阀组件、安保组件、缸体组件和活塞杆，电液伺服阀组件设在安保组件上端，安保组件设有进口管路和回油管路，安保组件底部连接缸体组件，活塞杆与缸体组件构成单活塞杆结构的伺服作动器，活塞杆的运动方向为缸体组件的侧向；活塞杆与缸体组件通过静压支撑轴承进行密封与导向。本实用新型的作动筒能够承受较高的液压压力和高精度输出位移控制，激振作动筒采用静压支承设计，没有机械密封圈、摩擦小、磨损小、高频响、高灵敏度、高、超高的控制精度，精度保持性好，运动精度高,激振频率及幅值达60Hz@2mm,激振频率精度达0.01Hz。
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