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公开(公告)号：CN110793747A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910960649.0
申请日：2019-10-10
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属直升机模型旋翼试验技术领域，具体涉及一种多自由度移动测量机构。所述多自由度移动测量机构由基座转台和随动机构组成。基座转台包括直线运动平台机构和旋转运动平台机构。所述旋转运动平台机构通过安装座安装在直线运动平台机构上，所述安装座活动安装在直线运动平台机构的导轨上，所述随动机构由两个相互垂直的水平直线运动平台机构和竖直直线运动机构组成，所述随动机构的水平直线运动平台机构安装在旋转运动平台机构上方。本发明能够完成四个自由度的独立运动功能，能够实现大范围移动测量，有效提升测量效率和能力，并且该移测机构结构简单紧凑、便于维护，基座转台和随动机构可拆卸分开使用，增加了机构的通用性和多用性。
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公开(公告)号：CN108910079A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810668288.8
申请日：2018-06-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明一种旋翼试验台动平衡调整相位识别方法，属于直升机模型旋翼试验技术领域，包括以下步骤：步骤一、根据旋翼桨叶片数n、试验转速Speed、可分辨的最小相位角P0以及百分比误差转速Rt，按以下公式计算采样频率Fn：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、利用步骤三获得的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、对旋翼模型试验台动平衡调整相位进行识别判断。本发明可快速得到高精度的基准频率对应的相位，同时可以自适应各种不同转速的旋翼模型试验动平衡调整需要。
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公开(公告)号：CN108106827A
公开(公告)日：2018-06-01
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：CN106596034A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611068400.1
申请日：2016-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M9/06
CPC classification number: G01M9/062
Abstract: 本发明公开了一种判断模型试验台旋翼天平试验数据有效性的方法。所述判断模型试验台旋翼天平试验数据有效性的方法，包括如下步骤：步骤1：对待测试验件进行旋翼试验；步骤2：得到n组幅频数据；步骤3：求取旋翼的基频；步骤4：获得试验台旋翼天平主轴处的多项数据，并各自组成相关数组；步骤5：对相关数组求得多个互相关系数；步骤6：判断多个互相关系数中是否至少有两个互相关系数超过阈值，若是，则模型试验台旋翼天平试验数据有效。本申请的判断模型试验台旋翼天平试验数据有效性的方法通过对旋翼天平动载荷和试验台振动数据基频幅值相关性计算可以提高评判旋翼性能好坏的置信度，并保障试验台和试验件安全。
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公开(公告)号：CN104236905A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410424502.7
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种轴承故障诊断方法，属于机械故障领域，其内容包括如下步骤：采用柔性形态滤波方法对采集到的振动信号进行降噪，提高信噪比；对降噪后的振动信号进行LMD分解，得到PF分量；对每一个PF分量进行频谱分析，得到频谱图；从得到功率谱图中，提取故障特征频率。本发明的有益效果：采用柔性形态滤波方法对振动信号进行降噪，消除了振动信号中的噪声成分，经过频谱校正后的故障频率比未校正的故障频率，更接近于真实的故障特征频率，提高了轴承故障诊断的准确性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104229133A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410424807.8
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种双旋翼驱动机构，其特征在于，所述双旋翼驱动机构采用左右对称结构，包括动力系统和传动系统；所述动力系统包括第一电机和第二电机，电机驱动传动系统实现双旋翼驱动机构的主从控制；所述传动系统包括与第一旋翼(1)连接的第一主轴(3)，与第二旋翼(2)连接的第二主轴(4)，还包括与第一电机(8)连接的第一动力传动轴(5)，与第二电机(9)连接的第二动力传动轴(6)，还包括连接第一主轴(3)与第二主轴(4)的同步传动轴(7)。本发明优点是可以简化传动系统结构，提高传动效率，并且由于动力系统采用主从控制技术，可以有效利用两边电机的功率，为减轻电机的重量，从而保证旋翼功率的要求。
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公开(公告)号：CN119737899A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411434264.8
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于材料力学中的悬臂梁结构弯曲变形测量领域，尤其涉及一种基于多剖面分段式积分标定的桨尖位移测量方法。S1，在目标桨叶上选取n个剖面粘贴应变计，第i个剖面定义为Zi，其中第一个剖面是根部剖面Z1；S2，从剖面Z1开始桨尖挥舞位移标定，沿展向对各个剖面Zi依次进行累积标定，得到Zi剖面挥舞应变响应εi与其映射的桨尖位移的变换系数Ki；S3，桨尖挥舞位移L通过包含n个剖面的挥舞应变响应一维矩阵[ε1、ε2、……、εn]与剖面相对应的桨尖位移变换系数一维矩阵[K1、K2、……、Kn]得到。
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公开(公告)号：CN119416342A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434267.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于材料力学悬臂梁结构弯曲变形计算领域，尤其涉及一种共轴双旋翼直升机桨尖间距快速计算方法。共轴双旋翼直升机的上下桨叶分别安装上旋翼遥测采集器、下旋翼遥测采集器；且上下桨叶分别粘贴应变计；所述上旋翼遥测采集器和下旋翼遥测采集器为同步采集的两套桨叶应变载荷采集器，分别用来采集粘贴应变计的上桨叶和粘贴应变计的下桨叶的应变信号；光电脉冲传感器布置在机身顶部预设位置处，光电脉冲传感器垂直向上安装。
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公开(公告)号：CN119290139A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411441000.5
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种剔除外部气流扰动引起的模型旋翼异常气动噪声处理方法和装置，方法包括：步骤1，根据旋翼在稳定状态旋翼气动噪声具有主频稳定性的特点，将采集得到的旋翼气动噪声数据按圈进行分割；步骤2，对得到的每圈数据进行幅值及频率分析，提取每圈数据幅值谱中前三个最大幅值对应的频率值；步骤3，对所有圈提取的频率值进行统计，得到最大众数的主频；步骤4，剔除非最大众数主频对应圈的数据，对剩下圈数的数据进行整周期平均，对噪声数据置信度等级进行判识。本发明实施例提供的技术方案解决了现有旋翼气动噪声试验方式，由于对试验环境和试验场地的要求较高，使得试验环境和场地限制了现有试验台开展相关噪声试验，从而导致旋翼气动噪声试验难以在具有外部阵风干扰的环境下开展的问题。
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公开(公告)号：CN114166487B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202111399010.3
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明实施例提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法，包括：旋翼编码盘套设在旋翼主轴的上部，且设置有转速孔；光电转速传感器安装在旋翼模型试验台上的零方位，用于在旋翼编码盘转动、且转速孔位于在零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；旋转编码器用于随旋翼主轴转动，并在转动过程中产生等间距的脉冲信号；高速计数器用于以零方位信号为起点，计算旋转编码器的脉冲信号的数量；信号发生器用于根据脉冲信号的数量计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。本发明的技术方案，解决了现有旋翼方位触发方式，难以满足外触发数据采集技术和旋翼主动控制技术的方位精度要求的问题。
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