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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：CN100458228C
公开(公告)日：2009-02-04
申请号：CN200710049350.7
申请日：2007-06-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 一种旋转轴摆动变攻角装置，其特征是：该旋转轴摆动变攻角装置包括：固定于支座(10)上的Ⅰ级固定机匣(1)，装于Ⅰ级固定机匣(1)中的Ⅰ级输出齿轮轴(4)；装于Ⅱ级活动机匣(7)中的Ⅱ级输出齿轮轴(6)；Ⅰ级输出齿轮轴(4)与Ⅱ级输出齿轮轴(6)之间通过Ⅱ级齿轮副(5)相配合；在支座(10)上设有轴承座，在轴承座中装有轴承(17、18)，Ⅱ级活动机匣(7)固定于轴承(17、18)上，且轴承(17、18)与Ⅰ级输出齿轮轴(4)同心，即具有相同的转动中心(21)；在Ⅱ级活动机匣(7)上固定有摆动调整臂(8)。本发明可利用于输出轴与主动轴平行或有夹角的任意传动机构中，同时还可使输出轴在带动力旋转的情况下摆动变换攻角。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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：CN113772115B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111337930.2
申请日：2021-11-12
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后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，包括步骤：S1，对未安装平尾的直升机模型进行配平风洞试验，获得不同风速下直升机在未安装平尾情况下的全机俯仰力矩和姿态角；S2，对步骤S1中的直升机模型加装平尾，且平尾偏角能够调整，对加装平尾的直升机模型进行配平风洞试验。本发明提升了设计效率，避免了在直升机研制完成后的飞行测试过程中解决此类问题，以及由此带来反复设计、影响研制进度等问题。
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