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公开(公告)号：CN115791071A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202310084302.0
申请日：2023-02-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于直升机机动飞行状态模拟的风洞试验平台，包括连接部、升降机构、进退机构、滚转机构、俯仰机构及偏航机构，连接部用于连接待试验旋翼机构；偏航机构包括前偏航件和后偏航件，前偏航件通过第一轴与后偏航件轴铰，后偏航件通过第二轴与升降机构或进退机构轴铰，第二轴及第一轴均与Z轴平行，前偏航机构通过滚转机构和/或俯仰机构与连接部连接；前偏航件设有第一动力组件，用于使前偏航件以第一轴为轴转动，后偏航件设有第二动力组件，用于使后偏航件以第二轴为轴转动。其能够进行多自由度的运动模拟，且其在进行偏航运动模拟时，能够解决现有试验平台连贯性较差且无法实时改变待试验旋翼机构朝向的技术问题。
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公开(公告)号：CN113753262B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111319797.8
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: 本发明属于流场测量技术领域，具体涉及一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法。本发明的测量装置包括连接于旋翼模型试验台的直线模组，直线模组的输出端上连接有尾支杆，尾支杆的另一端连接有倾角机构，倾角机构上连接有测量耙安装架，测量耙安装架上安装有尾流测量耙。本发明的测量方法包括如下步骤：根据具体试验要求确定尾流测量耙安装角度及安装位置；根据试验任务要求改变风洞来流速度、旋翼转速、旋翼轴倾角、机身迎角、机身侧滑角等试验变量，获得不同试验状态下该平尾区域的流场速度；分析平尾区域流场速度受旋翼尾流的影响规律。本发明提供了一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法。
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公开(公告)号：CN112798220A
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202110392583.7
申请日：2021-04-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种尾撑式直升机旋翼模型风洞试验装置，包括电机、减速器、扭矩传感器、六分量测力天平和输出装置，所述减速器一端通过第一连接座与所述电机连接，所述减速器远离所述第一连接座的一端设置有固定盘，所述固定盘另一端固定在风洞尾撑机构上，所述减速器垂直于所述连接电机的方向还设置有第二连接座，所述第二连接座与所述扭矩传感器的底座连接，所述六分量测力天平一端连接所述第二连接座、另一端连接所述输出装置，所述输出装置的底部用于连接螺旋桨；所述输出装置的高度低于所述六分量测力天平和所述扭矩传感器的高度；在进行带动力试验模型试验时，螺旋桨或旋翼模型的下方气流无任何干扰，保证了所测量气动力的准确性。
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公开(公告)号：CN109779850A
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201910120200.3
申请日：2019-02-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种风力机风轮试验的尖速比控制系统及方法；尖速比设定模块，用于接受尖速比设定值，并根据尖速比设定值计算出来流风速和风轮转速值的系列匹配关系作为控制目标，并将系列匹配关系输入到目标监测模块；目标监测模块，用于实时监测风轮转速和来流风速，依据这两个参数的实测值计算得到实时的尖速比，并与尖速比设定模块的输入进行对比，判断结果输入到控制器；控制器，根据判断结果，决定采用驱动模式或制动模式，并将指令分别发送到驱动模式模块或制动模式模块；控制器在全控制过程中接受实时监测值和判断结果，并实时进行模式选取或切换。本发明尖速比控制精度达到0.2％，较传统控制技术提高2倍以上。
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公开(公告)号：CN109204777A
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201811286149.5
申请日：2018-10-31
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翼型，用于设置在桨叶径向60％-80％的位置。所述翼型系列在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数和最大升阻比，能提升直升机的悬停性能和机动性能等。本发明翼型的上、下翼面均弯曲外凸，翼型尾部平直外延，外形均由H1-H6段构成，其中：H1段为圆形前缘段；H2段为上翼面上凸段，H6为下翼面下凸段，并与H1段光滑过渡封闭连接；H3段为上翼面后缘收缩段，H5段为下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段光滑过渡封闭连接；H4段为翼型尾部平直外延段，并与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。本发明解决了我国没有自主知识产权的高性能旋翼专用翼型可选用的问题，有助于从根本上摆脱对国外旋翼翼型的依赖，以及进一步提升我国直升机旋翼的整体气动性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108267293A
公开(公告)日：2018-07-10
申请号：CN201810365630.7
申请日：2018-04-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种内嵌式平尾气动力测量装置,包括固定端和平尾安装端，所述固定端包括连接杆和固定平板，连接杆与固定平板之间设置有剪切凹槽，所述固定端和平尾安装端为一个整体钢结构，固定平板与平尾安装端之间通过加工形成弹形梁，所述弹形梁上和剪切凹槽内设置有若干应变片。本发明电桥测量全部采用剪切应变敏感型电阻应变片，减小了气动力作用下测量装置的变形幅度，保证了测量装置与模型的连接间隙；采用剪切凹槽测量滚转力矩，克服了片式测量装置滚转力矩分量灵敏度输出不足，提高了该分量测量的准确度。同时，该测量装置可根据需要，快速、方便、准确更换调整平尾安装角度。
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公开(公告)号：CN106441787A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610874591.4
申请日：2016-09-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 本发明提供一种双旋翼同步反转装置，包括支架框和安装在支架框上的动力输出机构、动力分解机构和传动机构，传动机构包括外筒(6)和内筒(12)，内筒(12)贯穿外筒(6)且内筒(12)、外筒(6)分别与动力分解机构固定连接；动力输出机构驱动内筒(12)作旋转运动，并通过动力分解机构驱动外筒(6)与内筒(12)同步旋转运动，且外筒(6)与内筒(12)旋转方向相反。本发明结构简单、紧凑，占用空间小，当应用于风洞试验时，将内筒、外筒分别与上旋翼、下旋翼固定连接，即可仅使用一个电机来驱动两幅旋翼并使其同轴同步反转，其迎风面积小，能保持较低的风洞阻塞度，对流场干扰小，能很好地保证试验结果的可靠性。
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公开(公告)号：CN118347690B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410784594.3
申请日：2024-06-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种旋翼风洞试验气动力测量天平，属于风洞试验技术领域，主要由固定环、浮动环、Y向测量元件、Z向测量元件、X向测量元件及测量电路组成；浮动环嵌套在固定环中，浮动环和固定环之间仅通过Y向、Z向、X向的测量元件连接为整体结构，测量电路包括测量元件上粘贴的应变计及其组成的电桥。本方案采用一体式结构，将旋翼天平各个部分紧凑布置、巧妙设计，具有六分量载荷测量能力，满足了某些旋翼飞行器风洞试验对旋翼天平外形尺寸小型化的要求；同时，避免了装配式结构旋翼天平制造误差带来的非线性、迟滞、不回零的问题。本发明的旋翼天平安装使用方便、载荷测量准确可靠、制造成本低。
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公开(公告)号：CN109204777B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN201811286149.5
申请日：2018-10-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 一步提升我国直升机旋翼的整体气动性能。本发明公开了一种直升机翼型，用于设置在桨叶径向60％‑80％的位置。所述翼型系列在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数和最大升阻比，能提升直升机的悬停性能和机动性能等。本发明翼型的上、下翼面均弯曲外凸，翼型尾部平直外延，外形均由H1‑H6段构成，其中：H1段为圆形前缘段；H2段为上翼面上凸段，H6为下翼面下凸段，并与H1段光滑过渡封闭连接；H3段为上翼面后缘收缩段，H5段为下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段光滑过渡封闭连接；H4段为翼型尾部平直外延段，并与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。本发明解决了我国没有自主知识
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公开(公告)号：CN114397905A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210297627.2
申请日：2022-03-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞实验领域，具体涉及一种倾转旋翼机倾转过渡风洞飞行实验方法与系统。其中一种倾转旋翼机倾转过渡风洞飞行实验方法，设计旋翼倾转过渡路径；针对旋翼倾转过渡路径设计飞行控制律；沿所述旋翼倾转过渡路径选择N个实验点；针对N个所述实验点进行风洞三自由度飞行实验，并对N个所述实验点的飞行控制律进行修正；以修正后的N个实验点的飞行控制律为基准，构建相邻实验点之间的姿态控制律自动变结构，得到旋翼倾转过渡路径的姿态控制律。本发明将连续的旋翼倾转过渡路径分解为一系列离散的设计点，针对每一个设计点开展三自由度飞行实验，能够对控制律和舵面分配策略进行参数修正，从而获得优化的旋翼倾转过渡路径的姿态控制律。
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