-
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
摘要： 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。
-
公开(公告)号：CN110316401A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910742384.7
申请日：2019-08-13
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明公开了一种驱动共轴旋翼桨毂模型对转的试验装置,从内至外依次包括同轴相互嵌套的第一传动轴、固定轴和第二传动轴,所述第一传动轴的一端固定设置有第一从动轮，所述第二传动轴的一端固定设置有第二从动轮，驱动轴上固定设置与第一从动轮啮合的第一主动轮、与第二从动轮啮合的第二从动轮；本发明的内轴、外轴与支撑轴之间采用嵌套，本发明驱动内外轴的齿轮安装在同一根驱动轴上，驱动内轴的小锥齿轮与驱动外轴的大锥齿轮采用面对面安装，保证了上、下旋翼能够反向旋转；本发明采用简单的结构实现了共轴旋翼的对转支撑，其结构原理简单，能真实的模拟双旋翼直升飞机的性能参数，并在风洞能完成对试验参数的测定。
-
公开(公告)号：CN109612681A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811365039.8
申请日：2018-11-16
摘要： 本发明公开了一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，属于风洞试验技术领域，主要依托一种双旋翼风洞试验平台，可开展大前进比共轴刚性旋翼模型气动载荷和气动干扰测试试验。本测量方法主要由上、下旋翼测量系统分别测量上桨毂模型、下桨毂模型、上旋翼模型、下旋翼模型以及该四种模型不同组合间的气动载荷，通过获得该四种模型单独的气动力以及不同组合时的气动干扰影响规律，本发明解决了上、下桨毂模型和上、下旋翼模型气动性能单独测量的问题，可进行双旋翼气动干扰特性研究。
-
公开(公告)号：CN109186922A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811364801.0
申请日：2018-11-16
摘要： 本发明公开了一种直升机共轴双旋翼桨毂模型的风洞试验方法，属于桨毂风洞试验方法领域，可开展大前进比共轴双旋翼桨毂模型流动机理和气动干扰试验。首先将试验台安装于风洞中，并通过试验台实现模型的共轴同步反转运动；然后由振动监视系统实时监视试验台的振动水平，并研究试验台的动特性；由盒式天平测量模型的六力素，由PIV流场测量系统测量模型的流场，由电子扫描压力测量系统或压力传感器测量模型的表面压力；试验过程中，可根据需要更换共轴双旋翼桨毂模型的部件，用以研究不同外形或不同流动控制方式的模型的气动特性；最后得到该模型的气动特性。本发明解决了旋转的共轴双旋翼桨毂模型的气动特性测量问题。
-
公开(公告)号：CN108593243A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810365489.0
申请日：2018-04-23
摘要： 本发明公开了一种直升机组合模型试验装置,包括旋翼试验台和尾桨试验台，所述旋翼试验台底部设置有可以转动的转台，所述旋翼试验台上设置有俯仰角驱动机构，所述旋翼试验台的顶部用于连接直升机的旋翼，所述尾桨试验台的顶部用于连接直升机的尾桨，尾桨试验台的底部连接到四维移测架上。本发明可真实模拟直升机旋翼、机身、尾桨三者间的运动，进而研究三者之间的气动干扰；同时，在机身模型上增加平尾、垂尾、短翼、挂载物等，并配套相应的测量装置，可进一步研究平尾、垂尾、短翼、挂载物等其他部件的气动干扰，进而弥补国内直升机各部件间气动干扰研究能力的不足，并完善我国直升机风洞试验研究体系。
-
公开(公告)号：CN106289707B
公开(公告)日：2018-08-24
申请号：CN201610873081.5
申请日：2016-09-30
摘要： 本发明提供一种风洞试验平台传动机构，包括主电机(4)、动力分解器(2)和旋翼驱动机构，旋翼驱动机构包括角减速器(7)、旋翼减速器(9)和旋翼传动轴(10)；主电机(4)驱动动力分解器(2)同步动作，动力分解器(2)通过第一传动轴(6)驱动角减速器(7)同步动作，角减速器(7)通过第二传动轴(8)驱动旋翼减速器(9)同步动作，旋翼减速器(9)驱动旋翼传动轴(10)同步动作。本发明通过角减速器、旋翼减速器形成了两级减速，并使主电机输出的动力通过动力分解器、角减速器、旋翼减速器的同步动作而被传递到旋翼传动轴上，并使旋翼传动轴也同步动作，具有结构简单、传动性能可靠等突出优点。
-
公开(公告)号：CN106226024B
公开(公告)日：2018-07-31
申请号：CN201610871006.5
申请日：2016-09-30
摘要： 本发明提供种双旋翼风洞试验平台,包括动力分解器(2)、旋翼安装框(12)和两副旋翼驱动机构,所述两副旋翼驱动机构均安装在旋翼安装框(12)上,且分别位于动力分解器(2)相对两侧,每副旋翼驱动机构包括角减速器(7)、旋翼减速器(9)和旋翼传动轴(10);动力分解器(2)通过两根第传动轴(6)分别驱动角减速器(7)同步动作,角减速器(7)通过第二传动轴(8)驱动旋翼减速器(9)同步动作,旋翼减速器(9)驱动旋翼传动轴(10)相对于旋翼安装框(12)同步动作。本发明应用于双旋翼风洞试验,不仅能实现双旋翼的同步动作,还能保持较低的风洞阻塞度,对流场干扰小,提高了风洞试验结果的可靠性。
-
公开(公告)号：CN106168530B
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201610870858.2
申请日：2016-09-30
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明提供一种风洞试验平台倾角机构，包括旋翼安装框(12)、力矩电机(15)及滑轨(16)和滑块(17)，旋翼安装框(12)活动连接在台架(1)上，滑轨(16)与台架(1)固定连接，滑块(17)与旋翼安装框(12)固定连接；当力矩电机(15)控制旋翼安装框(12)相对于台架(1)转动或停止时，滑块(17)在滑轨(16)限定范围内相对于滑轨(16)与旋翼安装框(12)同步运动或停止。本发明可容易地实现旋翼的倾角变化，从而方便对刚性旋翼在不同旋翼主轴倾角情况下的气动特性进行研究，可辅助开展共轴刚性旋翼直升机机动飞行情况下气动特性研究和不同固定主轴倾角下气动性能对比研究，具有结构简单、制作成本低等突出优点。
-
公开(公告)号：CN108267293B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN201810365630.7
申请日：2018-04-23
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 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。
-
公开(公告)号：CN116280177A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310507393.4
申请日：2023-05-08
IPC分类号： B64C13/50
摘要： 本发明公开了一种带后缘小翼的翼型动态失速主动控制装置，涉及流体流动控制技术领域，包括：翼型中央件，所述翼型中央件两侧均安装有后缘小翼驱动单元；后缘小翼，所述后缘小翼两侧分别与翼型中央件两侧的后缘小翼驱动单元可转动连接；控制系统，所述控制系统用于同步控制后缘小翼驱动单元运动；本发明，采用伺服电机直接驱动后缘小翼，利用电子凸轮实现后缘小翼任意轨迹方程的调节，从而实现后缘小翼更高效的控制，提高后缘小翼控制参数的调节精度，简化后缘小翼振荡参数的调节方式，提高装置的试验风速和后缘小翼振荡频率，实现后缘小翼任意轨迹方程的调节。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
54 条记录 (耗时 0.05 秒)
