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公开(公告)号：CN112173066A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011021126.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于旋翼气动设计技术领域，公开了一种可翻转隐藏式武装直升机短翼。包括：可伸缩连接梁、过渡段、连接轴、短翼本体、锁闭机构、三轴液压电动缸；正常训练及巡航飞行时，将短翼闭合至与机身贴合，构成了机身结构的一部分，直升机变成了无短翼结构，外形呈流线型且光滑平整。当直升机进入战斗模式，打开锁闭机构，三轴液压电动缸将直升机短翼向上绕固定轴翻转90°，将短翼置于机身水平状态时，挂弹钩下方的武器弹药可通过飞行员的控制对敌方目标进行攻击。攻击任务结束后，快速收起短翼，迅速脱离战场。
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公开(公告)号：CN108106825A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711227917.5
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
CPC classification number: G01M13/00
Abstract: 本发明提供了一种模型旋翼试验台旋转放大器，属于直升机模型旋翼试验技术领域。所述放大器包括输入引线，通过输入引线端子连接传感器；输出引线，通过输出引线端子连接采集器；壳体，设置在所述输入引线与所述输出引线之间，所述壳体为环状柱体结构，包括中间贯穿的定位孔以及绕所述定位孔的环腔，所述输入引线与所述输出引线在所述环腔内相互连接，所述壳体外部一端面上设置有凹槽，另一端面对应位置处设置有凸起。本发明提供的放大器以配重片的形式安装在桨叶和桨榖支臂连接的螺栓上，既可以代替常规的配重片，又可以对桨叶上的信号进行就近放大，不需要额外设计安装平台，同时又提高了测试精度，缩短了试验前的准备时间。
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公开(公告)号：CN108100299A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711252403.5
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及直升机旋翼桨叶表面压力测量领域，特别涉及一种旋翼模型桨叶，包括：位于桨叶前缘中间位置的盒型梁；分别位置盒型梁的前端、中间以及后端的泡沫填充层；布置在盒型梁上下表面的复材加强带；保型层，位于第一泡沫填充层、复材加强带以及第三泡沫填充层的外表面，以形成桨叶的骨架；橡胶填充层，具有凹槽，铺设在保型层的外表面；金属毛细管，布置在凹槽中；蒙皮，铺设在橡胶填充层的外表面，作为桨叶最外层；碳纤维复合材料加强带，布置在桨叶的后缘；测压孔，沿垂直于蒙皮表面方向贯穿金属毛细管；设备安装槽，用于安装测压设备。本发明的旋翼模型桨叶，能够增加测压点的数量，降低试验故障率，获得精确的桨叶表面压力分布结果。
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公开(公告)号：CN114166487B
公开(公告)日：2023-06-06
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：CN114166141B
公开(公告)日：2023-05-26
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114112268B
公开(公告)日：2023-04-28
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：CN112407322B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011209762.4
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机模型旋翼试验技术领域，公开了一种双旋翼复合推力试验台下旋翼信号遥测装置，空心圆盘结构，所述空心圆盘结构由左右对称的两个半圆型结构组成；左半圆型结构包含：左半壳体、设置在左半壳体边缘的接线插头、设置在左半壳体表面的无线发射天线，以及设置在左半壳体表面的GPS接收天线；右半圆型结构包含：右半壳体、设置在右半壳体边缘的接线插头、设置在右半壳体表面的无线发射天线，以及设置在右半壳体表面的GPS接收天线；所述左半圆型结构和右半圆型结构互为备份。从而有效的避免了由于滑环和长导线传输存在信号衰减和耦合电容，以及传输途中还要受到动力系统强电磁场的干扰造成的数据失效的问题。
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公开(公告)号：CN112419832A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011316876.9
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G09B9/46
Abstract: 本发明属于旋翼试验技术领域，公开了一种用于共轴直升机模型旋翼试验的上旋翼操纵机构，设置在上桨毂内部，支撑杆固定在桨毂下方不旋转的结构上，导筒下端固定在支撑杆底座上；自动倾斜器连接在导筒上；自动倾斜器外圈设置动环，动环上设置有多个U型槽，每个U型槽上连接一个拉杆的一端，一个拉杆的另一端连接桨叶一端；动环上还设置有至少一个连接结构，连接结构与防扭臂一端连接，防扭臂另一端连接在桨毂上；作动器的固定端连接在导筒底部，作动器的作动端连接在自动倾斜器的不动环上。通过防扭臂带动自动倾斜器与桨毂一起运动，通过作动筒的不同位移状态给旋翼系统施加操纵，达到旋翼操纵的目的。
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公开(公告)号：CN112407323A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011213072.6
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于旋翼试验技术领域，公开了一种铰接式旋翼桨根运动参数测量装置及方法，包括：摆振角测量组件和挥舞角测量组件；所述摆振角测量组件连接在摆振阻尼器上，用于测量桨根摆振角，其中，所述摆振阻尼器连接在桨根摆振铰上；所述挥舞角测量组件连接在桨根挥舞铰上，用于测量桨根挥舞角。可通过安装支座和过渡件将旋翼的挥舞、摆振等运动传递到角位移传感器进行直接测量。
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公开(公告)号：CN110844115A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201910993739.X
申请日：2019-10-18
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属直升机旋翼试验领域，涉及一种桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷数据有效性判别方法。通过对同步采集得到的桨涡干扰噪声数据和桨叶挥舞载荷数据进行整周期平均，提取出桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷最大峰值处的相位，换算成距离差，然后和理论计算的距离差进行对比，从而判别出桨涡干扰噪声数据和桨叶挥舞载荷数据是否有效，能够避免某些试验状态下因实测数据和理论计算有所偏差而认为数据失效的误判。
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