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公开(公告)号：CN113670561A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202111225365.0
申请日：2021-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造R2‑R1曲线、F2‑F1曲线、H2‑H1、V2‑V1和S1‑S2曲线；前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造F5‑F4曲线、H5‑H4曲线、V5‑V4曲线和S5‑S4曲线；构造R7‑R6曲线、F7‑F6曲线、H7‑H6曲线、V7‑V6曲线和S7‑S6曲线；构造R6‑R3曲线、F6‑F4曲线、H6‑H4曲线和V6‑V4曲线。通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。
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公开(公告)号：CN113252284A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110746565.4
申请日：2021-07-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，属于风洞试验技术领域；本发明主要基于国内F5米立式风洞及其配套研制的直升机垂直升降试验台，率先提出一种当直升机旋翼处于涡环状态时，通过旋翼总距的快速拉起，模拟涡环改出的试验方法，使得试验流程规范化，根据获得的涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，可以取得一些有意义的成果，用以指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
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公开(公告)号：CN118168760A
公开(公告)日：2024-06-11
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：CN116754174B
公开(公告)日：2023-10-31
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：CN116561488A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310841406.1
申请日：2023-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种旋翼配平参数匹配方法，包括步骤：S1：根据全尺寸直升机的设计起飞重量G确定试验模型的抗重力系数CG；S2：根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型平飞状态的抗风阻系数CD；S3：根据试验模型的抗重力系数CG、平飞状态的抗风阻系数CD以及斜飞角度γ，确定其斜飞状态的抗风阻系数CDo。本发明合理地确定旋翼风洞试验所需配平参数的目标值，能够较为精准地使旋翼缩尺模型的风洞试验结果转换成为全尺寸旋翼在实际飞行状态的气动特性，为优化和确定直升机旋翼气动方案提供可靠的试验依据。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115655642A
公开(公告)日：2023-01-31
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：CN113252284B
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN202110746565.4
申请日：2021-07-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，属于风洞试验技术领域；本发明主要基于国内F5米立式风洞及其配套研制的直升机垂直升降试验台，率先提出一种当直升机旋翼处于涡环状态时，通过旋翼总距的快速拉起，模拟涡环改出的试验方法，使得试验流程规范化，根据获得的涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，可以取得一些有意义的成果，用以指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
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公开(公告)号：CN111537186B
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN202010576681.1
申请日：2020-06-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种内嵌压力传感器直升机旋翼桨叶模型及其制作工艺，属于直升机风洞试验技术领域；该模型包括桨叶，该桨叶内部设置有扁形通道，该桨叶的表面设置有用于装配传感器的凹槽，该凹槽与扁形通道之间开设有走线孔以连通凹槽与扁形通道，通过走线孔以便于传感器装配在凹槽内将引线通过扁形通道引出；本发明解决了在保持桨叶当地型面的前提下内嵌动态压力传感器的问题，为通过风洞试验开展直升机旋翼桨叶模型表面脉动压力测量研究提供了重要的技术支撑，在旋翼高速旋转的工况下，可高质量的完成桨叶表面的动态压力测量，能够为开展直升机旋翼噪声和振动问题研究提供可靠性较高的数据。
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公开(公告)号：CN111537185A
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN202010259846.2
申请日：2020-04-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，所述风洞试验系统至少包括试验台、尾部支撑机构、风洞收缩段喷口和风洞收集器，待测试的旋翼模型搭载于所述试验台之上，所述试验台的末端与尾部支撑机构相连，并经所述尾部支撑机构实现将所述试验台置于所述风洞收缩段喷口和风洞收集器之间。本风洞试验系统结构紧凑，总体尺寸合理，具有较小的旋翼气动载荷和气动噪声干扰。通过尾部支撑机构实现了基于测试需要的旋翼模型的姿态调整。通过数据采集单元完成了旋翼模型载荷测量。并基于传声器移测架和传声器阵列完成了旋翼模型气动噪声测量和声源定位。即是，通过本系统满足了开展旋翼气动性能和噪声特性等方面相关风洞试验研究的需要。
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公开(公告)号：CN111392066A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010486809.5
申请日：2020-06-02
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旋翼模型结冰风洞试验方法，属于风洞试验技术领域;本发明主要利用结冰风洞系统实现结冰效果，并结合直升机旋翼试验平台对直升机旋翼气动性能进行测量；本发明基于大型结冰风洞和一种直升机旋翼风洞试验平台，率先提出一种直升机旋翼模型结冰特性试验方法，使直升机旋翼风洞试验流程规范化，能够高质量、高效率、安全可靠地开展风洞试验任务；可以便捷准确地评估结冰对直升机旋翼模型气动性能的影响，能够为我国开展直升机旋翼结冰问题研究提供强有力的风洞试验数据。
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