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公开(公告)号：CN114112268B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111396990.1
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种双线摆式吸振器的减振验证装置和减振验证方法，方法包括：在传动机构上沿航向、测向分别布置振动传感器；确定传动机构的转速，作动筒的航向力的加载频率和加载载荷范围、侧向力的加载频率和加载载荷范围；测量减振验证装置未安装双线摆式吸振器时的第一振动测量结果；测量减振验证装置未安装双线摆式吸振器时的第二振动测量结果；对第二振动测量结果与第一振动测量结果进行比较，得到量化验证双线摆式吸振器的减振效果。本发明的技术方案，解决了现有双线摆式吸振器效果的评估方式，需要通过直升机飞行试验进行验证，从而导致评估方式的成本高、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN114102128B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202111382049.4
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B23P21/00
Abstract: 本发明公开了一种快速、无偏差主减速器箱盖及内齿圈更换方法，所述主减速器的输入轴上安装有输入端半联轴器和输入端箱盖、输出轴上安装有输出端半联轴器和输出端箱盖，主减速器设置在试验台中部，其外侧套有中间箱盖，中间箱盖下部设置有底部支撑座；输入端箱盖、输出端箱盖将中间箱盖夹住从而将主减速器装在箱盖内，且在中间箱盖内嵌有内齿圈；所述更换方法包括：拆卸主减速器箱盖，先拆卸输入端箱盖，然后将输出端箱盖相对于中间箱盖分离，以拆卸输出端箱盖；拆掉主减速器箱盖后，从中拆卸内齿圈。本方法解决了现有技术存在的主减速器故障植入试验试验件更换慢，更换前后一致性差的问题。
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公开(公告)号：CN113173261B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202110427424.6
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明具体涉及一种旋翼天平装试验台复合加载现场校核装置及方法。包括：旋翼天平(1)，位于装置底部，用于旋翼系统的六力素测量；桨毂(2)，所述桨毂(2)垂直放置于所述旋翼天平(1)上部；刚性组件(3)，所述刚性组件(3)一端高度可调节地与所述桨毂(2)中心相连，另一端与所述作动筒(4)相连；作动筒(4)，所述作动筒(4)包括位于沿垂直方向设置的第一作动筒(41)、沿航向设置的第二作动筒(42)、沿侧向设置的第三作动筒(43)。实现对旋翼天平装试验台后的复合加载，采集复合加载载荷和旋翼天平测量，通过数据的对比分析检查旋翼天平系数输入是否存在问题，给定旋翼天平装试验台后的系统精度和准度。
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公开(公告)号：CN112419832A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011316876.9
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G09B9/46
Abstract: 本发明属于旋翼试验技术领域，公开了一种用于共轴直升机模型旋翼试验的上旋翼操纵机构，设置在上桨毂内部，支撑杆固定在桨毂下方不旋转的结构上，导筒下端固定在支撑杆底座上；自动倾斜器连接在导筒上；自动倾斜器外圈设置动环，动环上设置有多个U型槽，每个U型槽上连接一个拉杆的一端，一个拉杆的另一端连接桨叶一端；动环上还设置有至少一个连接结构，连接结构与防扭臂一端连接，防扭臂另一端连接在桨毂上；作动器的固定端连接在导筒底部，作动器的作动端连接在自动倾斜器的不动环上。通过防扭臂带动自动倾斜器与桨毂一起运动，通过作动筒的不同位移状态给旋翼系统施加操纵，达到旋翼操纵的目的。
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公开(公告)号：CN112407323A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011213072.6
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于旋翼试验技术领域，公开了一种铰接式旋翼桨根运动参数测量装置及方法，包括：摆振角测量组件和挥舞角测量组件；所述摆振角测量组件连接在摆振阻尼器上，用于测量桨根摆振角，其中，所述摆振阻尼器连接在桨根摆振铰上；所述挥舞角测量组件连接在桨根挥舞铰上，用于测量桨根挥舞角。可通过安装支座和过渡件将旋翼的挥舞、摆振等运动传递到角位移传感器进行直接测量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110844115A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201910993739.X
申请日：2019-10-18
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属直升机旋翼试验领域，涉及一种桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷数据有效性判别方法。通过对同步采集得到的桨涡干扰噪声数据和桨叶挥舞载荷数据进行整周期平均，提取出桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷最大峰值处的相位，换算成距离差，然后和理论计算的距离差进行对比，从而判别出桨涡干扰噪声数据和桨叶挥舞载荷数据是否有效，能够避免某些试验状态下因实测数据和理论计算有所偏差而认为数据失效的误判。
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公开(公告)号：CN108106827B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201711254282.8
申请日：2017-12-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明一种旋翼台升转速状态下放大器端子松脱识别方法，属于直升机模型旋翼试验技术领域，包括：步骤一、根据旋翼台的工作转速百分比误差Rt进行采样频率Fn计算；步骤二、对旋翼台的升转速状态下的转速信号和振动信号进行同步采集；步骤三、对转速数据数组中存在的转速峰值进行位置搜索；步骤四、对转速峰值位置进行整周期振动信号截取；步骤五、对截取的整周期振动信号阶次分析；步骤六、对前置放大器接线及接线端子松脱进行识别及判断。本发明能够提取到接线或接线端子松脱的典型特征，进而识别出升转速状态下的旋翼模型试验台前置放大器接线或接线端子已经松脱，从而消除应其松脱可能产生的试验台和试验件损坏的潜在风险。
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公开(公告)号：CN105048753A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510205319.2
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种无人直升机动力电机，其为直流无刷电动机，包括壳体、固定在所述壳体上的定子组件、相对于所述定子组件转动的转子组件和与所述转子组件相连的接插件，所述定子组件包含多股线圈用来提供电机电源，所述电机还包括固定在壳体组件和定子组件上的保护结构，用来保护线圈，所述无人直升机动力电机采用两对极方式的电机方案进行电磁选取。通过两对极方式的电磁以及定子组件和转子组件的配合使得该电机在体积质量小的前提下，满足电驱动无人直升机动力需求。
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公开(公告)号：CN104803008A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510205405.3
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种直升机模型旋翼旋转信号采集装置，属于直升机模型旋翼试验领域，包括数据采集发射模块(2)、信号调理模块(3)和电池模块(4)，外界信号经由信号调理模块(3)放大和滤波，再由数据采集发射模块(2)进行数模转换并发送，三个模块通过信号导线及电源导线相连，并由长螺栓固定，通过自身完成装置供电、弱信号调理和数据采集及无线发射，从而有效的避免了由于滑环和长导线传输存在信号衰减和耦合电容，以及传输途中还要受到动力系统强电磁场的干扰造成的数据失效的问题，能够有效提高直升机模型旋翼极弱信号测量的准确性。
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公开(公告)号：CN203615921U
公开(公告)日：2014-05-28
申请号：CN201320747224.X
申请日：2013-11-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01B21/22
Abstract: 本实用新型涉及角度测量的技术领域，特别是涉及直升机尾桨操纵角度测量系统。本系统的操纵角度转换夹具(8)安装在尾桨桨毂支臂(6)端面上；操纵角度转换夹具(8)由连接端面(9)和测量端面(10)组成，连接端面(9)和测量端面(10)之间是固定连接，且相互垂直；数字角度仪(12)安装在测量端面(10)上,数字角度仪(12)的后面板紧靠在夹具的连接端(9)，数字角度仪(12)的下底面紧贴测量端面(10)。本实用新型解决了直升机尾桨操纵角度不能直接利用数字角度仪直接测量的问题。也解决了尾桨操纵角度误差较大，达到±1°，不能满足技术发展要求的问题。
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