-
公开(公告)号：CN110320003B
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN201910778706.3
申请日：2019-08-22
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
Abstract: 本发明公开了一种风洞流场内变角度机构的非接触式限位方法，利用固定端的光电开关和运动端的金属块之间的感应作用来做出信号输出并控制，实现运动端相对于固定端的非接触式限位；本发明的整套装置结构体积小，便于安装，安装后不会影响风洞内的流场，对各个运动轴的运动范围影响小，其安装后在试验准备过程中，因为在内表面可以有效的避免人员活动或者工具带来的误操作。
-
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。
-
公开(公告)号：CN118953669B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411443591.X
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于减少直升机桨涡干扰的装置，包括桨毂，所述桨毂上沿周向均匀安装有多片桨叶，每片所述桨叶上设有伸缩段，所述伸缩段连接有控制装置，所述控制装置控制伸缩段在转动过程中沿径向伸缩，每片所述桨叶在每一周转动中均匀完成多次伸缩，且每片所述桨叶的伸缩路径相同。使用主动控制技术，通过精确调整桨叶的动态长度，该系统能够有效地增加桨叶外端与桨尖涡之间的距离，从而大幅度减少桨叶与尾流涡的相遇几率。有效地缓和了桨叶所受到气流中的压力波动，进而显著降低了由桨涡干扰引起的噪音水平。直升机不仅能更好地满足适航审定的要求，还能在战场环境中提高生存能力和任务效率。
-
公开(公告)号：CN118168760B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410587198.1
申请日：2024-05-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于直升机风洞试验领域，公开了一种全尺寸尾桨气动性能试验评估方法，包括：步骤S1，在大型低速风洞中，利用直升机旋翼模型试验台，实现满足开展全尺寸尾桨气动性能试验的要求；步骤S2，在不同试验条件下，操纵尾桨总距，获取不同总距下尾桨气动性能结果；步骤S3，分析研究试验结果，准确评估全尺寸尾桨气动性能。本发明能够为尾桨性能考核和布局优化，以及构型选择提供重要试验支撑。
-
公开(公告)号：CN117740307B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410179419.1
申请日：2024-02-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种预测全尺寸旋翼性能的方法，属于直升机风洞试验技术领域；该方法主要为开展直升机模型旋翼试验，采用不同直径的直升机模型旋翼，获取不同尺度缩比模型的试验结果；从而建立全尺寸旋翼性能计算，以获取全尺寸旋翼性能预测方法；本发明为准确预测直升机全尺寸旋翼性能获提供了技术手段。通过开展不同直径的直升机模型旋翼试验，建立并丰富模型旋翼悬停及前飞试验数据库，为获取不同尺度缩比旋翼模型性能的雷诺数修正量提供可靠的数据，同时为研究模型旋翼风洞试验结果与计算结果的相关性提供数据基础，能够提高用地面试验数据预测直升机旋翼性能的准确度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116754174A
公开(公告)日：2023-09-15
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。
-
公开(公告)号：CN116558766B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310833902.2
申请日：2023-07-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，包括步骤：S1：设计不同安装扭角的尾桨毂，试验时尾桨叶配装不同的尾桨毂实现尾桨总距的变化；S2：由于尾桨叶绕变距轴线性扭转，设计尾桨毂根部的扭角和尾桨叶特征剖面（距转动中心0.7R剖面）处的扭角相等，使其真实反映尾桨总距；S3：优化悬停试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的悬停试验效率；S4：优化风洞试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的风洞试验效率；S5：分析研究在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性。本发明可以较为准确地获取不同工况下尾桨的气动性能，为优化直升机整体气动布局研究提供可靠的试验依据。
-
公开(公告)号：CN116086756A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310370328.1
申请日：2023-04-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，包括步骤：S1，启动旋翼和尾桨，调整至各自的额定转速；S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力（或推力）产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值；S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身、尾桨等气动载荷特性。本发明能够为获取单旋翼带尾桨布局直升机配平状态下的全机气动性能提供支持。
-
公开(公告)号：CN111475961B
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202010316228.7
申请日：2020-04-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种传声器阵列的自适应阵型优化设计方法，该方法推导了环形传声器阵列的响应解析表达式和分辨率约束函数，构建了由多圈环形阵列组成的传声器阵列性能评价函数，建立了基于环形阵列的阵型优化算法，实现了噪声源的高分辨率、高动态范围识别和定位测量。该方法的优势在于传声器阵列的阵型优化在全频段进行，并以空间分辨率为约束条件；通过对阵列中的传声器进行归类，对每一类传声器设置一个权重因子，大幅减小算法模型中自变量数目，并能根据测量频率范围，智能选取权重因子值大的阵元组成新的阵列进行噪声源测量和定位，提高阵列优化处理速度和传声器利用率。
-
公开(公告)号：CN114310734B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202210244030.1
申请日：2022-03-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验领域，具体涉及一种飞机模型沉浮支撑装置及四自由度支撑装置。其中，一种飞机模型沉浮支撑装置，包括沉浮支杆和外支杆，所述沉浮支杆活动设置在外支杆内，所述沉浮支杆在所述外支杆内的活动具有上极限位置和下极限位置，还包括配重块、配重绳和定滑轮，所述沉浮支杆上设置有连接件，所述连接件连接所述配重绳的一端，所述配重绳的另一端连接配重块；所述配重绳设置在定滑轮上，所述定滑轮高于连接件。本发明的一种飞机模型沉浮支撑装置通过配重块平衡沉浮支杆的质量，在飞机模型进行沉浮试验中，沉浮支杆的质量不会对飞机的沉浮造成影响，具有提高试验精确度的效果。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
69
records
(took 0.069 seconds)
