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公开(公告)号：CN110239743B
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201910644446.0
申请日：2019-07-17
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风洞试验中动力系统的安全控制方法，所述动力系统包括：变频器和变频电机，变频器和变频电机通过主控PLC连接上位机；主控PLC和上位机作为动力系统的动力控制组件，同时，动力控制系统还通过主控PLC连接润滑油车以及直升机风洞试验的其他系统；所述直升机风洞试验中动力系统的安全控制方法是在动力控制系统上按如下过程进行控制：步骤1，当润滑油车工作正常则执行步骤2；步骤2，当变频器工作正常则执行步骤3；步骤3，开始直升机风洞试验，启动动力系统；步骤4，直升机风洞试验完成后动力系统停车；步骤5，当变频电机转速为零时，使变频器分闸后结束控制。本发明能够保障直升机风洞试验的安全性能。
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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：CN111964864B
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202010750750.6
申请日：2020-07-30
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风洞试验台天平旋转标定加载装置，包括试验装置，其包括装置台、扭矩天平、旋翼天平、旋翼轴、动态扭矩传感器、制动器和制动器支架；所述旋翼天平设置于装置台上，扭矩天平设置于旋翼轴上，扭矩天平与旋翼轴通过膜片联轴器连接；所述旋翼轴穿过装置台和旋翼天平，旋翼轴上端通过动态扭矩传感器与制动器连接；制动器通过制动器支架与旋翼天平连接；拉力定滑轮组，其设置于制动器的上方；水平定滑轮，其设置于制动器的侧方；砝码盘，其设置于滑轮绳的末端。采用本发明的直升机风洞试验台天平旋转标定加载装置及标定加载方法，能实现给出旋转状态下的旋翼天平、扭矩天平标定系数。
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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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公开(公告)号：CN110887480B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201911262990.5
申请日：2019-12-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 无锡北微传感科技有限公司
Abstract: 本发明公开了基于MEMS传感器的飞行姿态估计方法及系统，该方法包括：采集加速度计和磁力计的数据，确定载体坐标系；将载体坐标系转化成地面坐标系，并求误差；使用误差校正陀螺仪输出的数据；使用校正后的陀螺仪数据进行四元数更新，得到新的姿态角；使用新的姿态角进行卡尔曼滤波得到飞行姿态估计结果。本发明提供的基于MEMS传感器的飞行姿态估计方法及系统，通过加速度计和磁力计的数据计算载体坐标系，再求误差，使用该误差来校正陀螺仪的输出，使陀螺仪的输出更准确，有效解决陀螺仪产生累计漂移误差的问题，增加卡尔曼滤波器输出结果的精确度；使用四元数参与计算，降低整体的运算量，降低运算成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110686856A
公开(公告)日：2020-01-14
申请号：CN201910939546.6
申请日：2019-09-30
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2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其包括：加速度传感器组，安装在直升机2米直径旋翼风洞试验台桨毂处，用于测量试验台的振动响应；红外光电传感器，用于测量旋翼转速；处理单元，所述加速度传感器组采集的振动信号、红外光电传感器采集的转速信号送入处理单元进行处理，处理单元对所测振动信号的时域和频域进行处理、分析与记录。本发明具有结构简单、操作简便、测试效果好等优点。
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公开(公告)号：CN109240084A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811140987.1
申请日：2018-09-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种单旋翼直升机前飞状态风洞试验自动配平算法，具体归纳为以下步骤：获得当前模型状态与配平目标的差值作为输入，使用隶属函数将输入数据模糊化，根据规则推理出模糊化的输出数据，反模糊化得到实践的操纵数值，重复上述过程直到达到配平目标。
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公开(公告)号：CN113753261B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111316754.4
申请日：2021-11-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于航空飞行器技术领域，具体涉及复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。本发明包括主试验台，主试验台的另一端连接有机身和旋翼，机身上安装有机翼，机身内部安装有旋翼天平和机身天平，旋翼的轴下端连接有旋翼天平，旋翼天平的上下板之间设置有扭矩天平，机身的尾部安装有平尾和垂尾，两侧的垂尾均安装有方向舵，方向舵上安装有方向舵天平；还包括安装于地坑的螺旋桨支撑机构，螺旋桨支撑机构远离地坑的一端连接有螺旋桨短舱，螺旋桨短舱内部安装有螺旋桨，螺旋桨短舱上内部安装有螺旋桨天平。本发明提供了具有单旋翼、机翼、两侧推进螺旋桨、平垂尾构型的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。
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公开(公告)号：CN113670559A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202111213186.5
申请日：2021-10-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了基于后缘小翼的直升机旋翼噪声主动控制风洞试验方法，属于风洞试验技术领域，主要依托航空声学风洞、一种旋翼模型声学试验平台和一种基于后缘小翼的旋翼主动控制试验模型，开展后缘小翼主动控制对旋翼噪声的影响研究。本试验方法首先规范了基于后缘小翼的旋翼噪声主动控制的试验流程，能够高效、高质量、安全地开展风洞试验研究。然后解决了后缘小翼主动控制过程中，旋翼模型安全运行的问题。最后建立了一种带后缘小翼主动控制的旋翼模型试验过程中的旋翼操纵控制方式、后缘小翼主动控制方式、噪声数据采集、分析及传输方法，可以便捷准确地评估后缘小翼主动控制对直升机旋翼噪声特性的影响。
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公开(公告)号：CN113562186A
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202110844020.7
申请日：2021-07-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: B64D47/00 , B64C39/02 , F16F15/02 , F16F15/067
Abstract: 本发明公开了一种飞行器及其抗振模块，抗振模块包括用以安装传感器组件的载台，及与所述载台配合连接并能够缓冲飞行器工作时对传感器组件产生的振动的抗振单元。上述抗振模块应用于飞行器中，将角度及加速度传感器从飞行控制器中外移至抗振模块中，并通过抗振单元缓冲掉由于飞行器工作而产生的振动，这样可以满足无人机在不同工作环境下的抗振要求，从而可以改善角度及加速度传感器由于受到振动而导致数据偏差的情况，有利于提高角度及加速度传感器检测数据的精确性。
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