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公开(公告)号：CN108593250A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810579590.6
申请日：2018-06-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 西南科技大学
Abstract: 本发明公开了一种用于低速风洞直升机旋翼试验台的多通道高速旋转采集器，包括一个支撑框架，所述支撑框架内设置有向内的凸台，所述凸台上设置有底板，在所述底板的中心位置沿着支撑框架轴线方向置有棱柱，所述棱柱上设置有卡槽，信号采集板的一侧滑入卡槽，一侧与底板上的信号接口连接；本发明的采集装置可以直接安装在直升机旋翼试验台的桨毂处，桨叶上的传感器直接与采集装置相连，风洞试验时该采集装置随桨毂和桨叶一起高速旋转，这种采集装置可有效地增强信号的抗干扰能力，提高试验数据的质量，并且降低布线的难度。
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公开(公告)号：CN104949816B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201510422352.0
申请日：2015-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开了一种用于低速风洞TPS试验的流量控制装置，包括上位机、流量控制系统、流量测量系统和用于连接两者的连接钢管，流量控制系统与测量系统一体化设置，流量控制系统包括针阀和电作动筒；针阀顶针在电作动筒的作用下做水平运动；流量测量系统由文丘里喷管、测量耙、流量计内套和流量计外套组成；流量控制装置中的高压气流依次经过进气管道、驻室、针阀孔板、针阀喷管、连接钢管、文丘里喷管后由排气管排出；气流经过的路径为高压密封空间；本发明通过将流量控制和测量系统一体化设计，系统集成度高；响应速度快，控制精度高；体积小，重量轻，安装方便；推力大，承载范围广；可实现四轴同步控制；系统安全性高。
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公开(公告)号：CN104087159A
公开(公告)日：2014-10-08
申请号：CN201410320460.2
申请日：2014-07-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: C09D183/04 , C09D125/14 , C09D5/22 , C09D7/12
Abstract: 本发明公开了一种基于乳液载体配方的低速风洞荧光油流显示方法，发明由三部分内容组成：一是诱导油流发光的、一定波长的光源；二是不同材料、一定比例的水性乳液混合物载体；三是荧光指示剂与抗凝剂。该发明中油流涂料的载体由硅溶胶、防腐剂、消泡剂、流平剂、成膜剂、增稠剂等不同乳液混合而成，与普通油流涂料载体煤油、机油等相比，其对风洞污染性较小、清洁方便、性价比高、更安全、显示效果更好。
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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：CN116907788B
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311168320.3
申请日：2023-09-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法，属于风洞试验技术领域，具备附加载荷的六分量测量能力，可随旋翼天平同步工作和采集；最后提出了旋翼试验中附加载荷的修正方法，通过旋翼天平与六分量测量元件的载荷同步实时计算，可以准确获得旋翼模型各个气动载荷分量，能够实现了悬停、前飞状态下旋翼载荷的高精准度测量，提高旋翼关键气动特征参数试验评估的可靠性。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN114397905B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210297627.2
申请日：2022-03-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞实验领域，具体涉及一种倾转旋翼机倾转过渡风洞飞行实验方法与系统。其中一种倾转旋翼机倾转过渡风洞飞行实验方法，设计旋翼倾转过渡路径；针对旋翼倾转过渡路径设计飞行控制律；沿所述旋翼倾转过渡路径选择N个实验点；针对N个所述实验点进行风洞三自由度飞行实验，并对N个所述实验点的飞行控制律进行修正；以修正后的N个实验点的飞行控制律为基准，构建相邻实验点之间的姿态控制律自动变结构，得到旋翼倾转过渡路径的姿态控制律。本发明将连续的旋翼倾转过渡路径分解为一系列离散的设计点，针对每一个设计点开展三自由度飞行实验，能够对控制律和舵面分配策略进行参数修正，从而获得优化的旋翼倾转过渡路径的姿态控制律。
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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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