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公开(公告)号：CN115655642B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211575679.8
申请日：2022-12-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域；具体包括以下步骤：S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼试验需要配平的阻力系数；S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；本发明为准确评估直升机旋翼前飞气动性能提供了试验手段，在开展单独旋翼配平试验中，扣除了相应前进比下桨毂的阻力，即从全机的阻力系数扣除桨毂阻力系数，得到配平的阻力系数，避免了由于旋翼桨毂几何不相似带来的问题，得到了纯桨叶旋翼性能的定量气动数据，更加准确的评估了旋翼的气动性能，能够为直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核提供可靠的试验依据。
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公开(公告)号：CN114563154B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210456297.7
申请日：2022-04-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统，涉及直升机风洞试验领域，包括：在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。本发明方法避免了飞行测试的风险，且给出的涡环状态边界置信度较高。
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公开(公告)号：CN116754174B
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311028197.5
申请日：2023-08-16
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推力‑拉力型尾桨的布局转换方法，在开展直升机全机组合性能风洞试验时，尾桨在拉力桨和推力桨两种工况能够相对便捷地进行转换，并且保持旋翼台架与尾桨台架的相对位置不变；满足拉力桨和推力桨能够相对于垂尾左右对称安装的要求；旋翼台和尾桨台协同控制，实现试验过程中攻角的同步变化，确保旋翼、机身、尾桨的相对位置保持不变。本发明为获取尾桨在拉力桨和推力桨两种工况下的直升机全机气动干扰性能提供了试验模拟手段，通过风洞试验获得高信度的试验数据，可为直升机气动布局方案的确定提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN116561488A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310841406.1
申请日：2023-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种旋翼配平参数匹配方法，包括步骤：S1：根据全尺寸直升机的设计起飞重量G确定试验模型的抗重力系数CG；S2：根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型平飞状态的抗风阻系数CD；S3：根据试验模型的抗重力系数CG、平飞状态的抗风阻系数CD以及斜飞角度γ，确定其斜飞状态的抗风阻系数CDo。本发明合理地确定旋翼风洞试验所需配平参数的目标值，能够较为精准地使旋翼缩尺模型的风洞试验结果转换成为全尺寸旋翼在实际飞行状态的气动特性，为优化和确定直升机旋翼气动方案提供可靠的试验依据。
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公开(公告)号：CN115655642A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211575679.8
申请日：2022-12-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域；具体包括以下步骤：S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼试验需要配平的阻力系数；S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；本发明为准确评估直升机旋翼前飞气动性能提供了试验手段，在开展单独旋翼配平试验中，扣除了相应前进比下桨毂的阻力，即从全机的阻力系数扣除桨毂阻力系数，得到配平的阻力系数，避免了由于旋翼桨毂几何不相似带来的问题，得到了纯桨叶旋翼性能的定量气动数据，更加准确的评估了旋翼的气动性能，能够为直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核提供可靠的试验依据。
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Patent Agency Ranking
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：CN119469656A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202510055048.0
申请日：2025-01-14
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真机气动特性试验地面模拟方法及装置，涉及直升机风洞试验领域，包括安装在地面上的基座，所述基座上安装有转盘，转盘上设置有天平机构，天平机构上设置有三点支撑的腹撑式机构，直升机真机能够安装在腹撑式机构上；还包括设置在主传动轴、尾传动轴上的应变桥。本发明将直升机真机安装在全尺寸风洞试验段，采用天平机构和应变桥实现直升机气动性能的测量；建立开展旋翼、尾桨、全机工况时气动性能考核试验的方法，在此基础上，通过全机气动布局优化，获取直升机气动性能收益数据，为型号研制中的全机气动布局综合优化设计提供依据。
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公开(公告)号：CN116735144A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202311028660.6
申请日：2023-08-16
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侧飞气动特性试验地面模拟方法，通过旋翼/机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，在风洞中，采用侧滑角机构实现直升机侧飞飞行状态模拟。针对左右侧飞试验过程中可能出现的尾桨电机功率过载、转速超转、涡环状态等现象采取了有效的措施，解决了因旋翼和尾桨转速不同带来的数据采集方式问题，保证了试验数据的完整性和准确性，为有效开展直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动特性以及尾桨的涡环特性研究奠定了基础。通过风洞试验研究，获得直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动力数据，能够为研究分析侧飞时各部件气动性能以及尾桨涡环现象提供试验依据。
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公开(公告)号：CN114563154A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202210456297.7
申请日：2022-04-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统，涉及直升机风洞试验领域，包括：在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。本发明方法避免了飞行测试的风险，且给出的涡环状态边界置信度较高。
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公开(公告)号：CN114001919A
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202210000583.2
申请日：2022-01-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，属于风洞试验技术领域；本发明主要基于国内8米×6米低速风洞，配套研制专用试验平台，率先提出一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，全尺寸或缩比旋翼的尺度较大（旋翼直径D≤3m），试验中倾转旋翼的总距具有实时连续变化功能，变化范围较大；针对万向铰式旋翼，解决了操纵系统的标定问题；有效匹配了试验风速与旋翼总距的调节速率，避免试验过程中出现电机功率过载和旋翼转速超转等危险环节，保证了试验安全；获得的倾转旋翼轴流状态不同来流条件下的气动力数据，可验证倾转旋翼的前飞气动性能和理论分析方法。
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