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公开(公告)号：CN111591462A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010727293.9
申请日：2020-07-27
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: 本发明公开了一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其包括基座、驱动机构、支撑臂、倾转调节机构和尾桨传动测量操纵模块，支撑臂的一端为固定端，另一端为倾转端，支撑臂的固定端与基座转动连接，驱动机构用于驱动支撑臂绕基座转动，倾转调节机构安装在支撑臂的倾转端，倾转调节机构能够沿支撑臂的轴向移动以及绕支撑臂的轴向转动，尾桨传动测量操纵模块与倾转调节机构转动连接。本发明能够模拟不同直升机在不同倾角下的飞行状态。
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公开(公告)号：CN105784318A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610123742.2
申请日：2016-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/08
CPC classification number: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞模型飞行实验系统及方法，包括飞行器动力相似缩比模型、模型机载姿态测量系统、舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统、飞行控制系统、飞行操纵系统、风洞运行系统和安全防护系统。本发明所提出实验系统中配备的安全防护系统使模型的气动特性不受影响且能够模拟真机的六自由度飞行状态，能够实现发动机的推力模拟，加入了飞行控制系统和飞行操纵系统，通过驾驶员操控实现飞行器模型在风洞试验段内六自由度自由飞行，在风洞中完全模拟了飞行器空中飞行运动环境，可以在风洞中同时研究飞行器的气动、飞行力学和飞行控制特性。
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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113714748A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202111169357.9
申请日：2021-10-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型风洞收缩段制造方法，根据风洞收缩段尺寸设计制造反向型面胎具；在型面胎具上对收缩段壳体框架的安装位置进行划线；划线后对装配位置进行复检；然后再胎具上对收缩段框架进行组对焊接；焊接完成后对框架尺寸进行检查；尺寸检查合格后进行翻身，使内型面向上，进行蒙皮组装；最后进行整体组对，将上、下、左、右框架焊接在一起。该制造方法能够有效保证大型风洞收缩段的型面尺寸，同时具有操作简便，节省工期，适用范围广等优点，对其他尺寸大、刚性差的曲面型面的钢结构设备的制造有着重要的借鉴和应用价值。
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公开(公告)号：CN111591462B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010727293.9
申请日：2020-07-27
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: 本发明涉及风洞试验技术领域，公开了一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其包括基座、驱动机构、支撑臂、倾转调节机构和尾桨传动测量操纵模块，支撑臂的一端为固定端，另一端为倾转端，支撑臂的固定端与基座转动连接，驱动机构用于驱动支撑臂绕基座转动，倾转调节机构安装在支撑臂的倾转端，倾转调节机构能够沿支撑臂的轴向移动以及绕支撑臂的轴向转动，尾桨传动测量操纵模块与倾转调节机构转动连接。本发明能够模拟不同直升机在不同倾角下的飞行状态。
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公开(公告)号：CN106845019B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201710109049.4
申请日：2017-02-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种自适应机翼翼型设计方法，首先采用CST参数化方法获得所选择的初始翼型的参数化描述，再确定局部变形的优化设计变量并选择优化算法初始化种群，然后以在升力系数CL＝0.9时实现升阻比最大、前缘弯度改变后的最大弯曲应力最小为优化目标，以无塑形变形为约束对种群进行占优排序，最后选择出满足终止条件的优化翼型。本发明以翼型期望的气动特性作为设计目标，建立起自适应机翼翼型同原始翼型的约束关系，且能为变形驱动技术设计提供合理的目标翼型，提高了工程可实现性，进而提高了优化设计效率。
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公开(公告)号：CN110254749A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910644663.X
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: 本发明公开了一种基于网络的直升机风洞试验控制架构和控制方法，所述控制架构包括：服务器系统，以及与服务器系统网络连接的试验管理系统、试验运行信息管理系统、数据采集与监视系统、直升机控制系统和风洞监控系统。本发明建立了试验管理系统、试验运行信息管理系统、数据采集与监视系统、直升机控制系统和风洞监控系统之间的通讯机制、数据交换机制，实现了直升机风洞试验的自动化控制。
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公开(公告)号：CN109850129A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201910311569.2
申请日：2019-04-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Inventor： 梁勇 , 赵鲲 , 陈迎春 , 孙海生 , 姜裕标 , 王勇 , 金玲 , 张钧 , 陈正武 , 章荣平 , 卢翔宇 , 岳廷瑞 , 郑谢 , 张军 , 张俊龙 , 仝帆 , 田文文 , 黄志远
IPC: B64C21/08
Abstract: 本发明公开了一种用于飞机起落架与舱体的降噪结构及其飞机及其控制方法，属于飞机起落架与起落架舱体降噪措施技术领域。本发明的一种用于飞机起落架与舱体的降噪结构，包括气流干扰件、伸缩件、安装座；其中，气流干扰件的一侧与伸缩件铰接；气流干扰件的另一侧与安装座铰接，或者气流干扰件的顶部与安装座铰接；通过伸缩件的伸缩驱动气流干扰件绕安装座摆动，以实现气流干扰件的放/收动作。采用本发明的一种用于飞机起落架与舱体的降噪结构，本发明通过气流干扰件对来流进行干扰，改变气流的状态，从而降低气流对起落架、舱体的撞击作用，改变来流与舱体腔底气流的相互作用，破坏噪声形成机制，进而实现降噪的目的。
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