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公开(公告)号：CN109204777B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN201811286149.5
申请日：2018-10-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 一步提升我国直升机旋翼的整体气动性能。本发明公开了一种直升机翼型，用于设置在桨叶径向60％‑80％的位置。所述翼型系列在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数和最大升阻比，能提升直升机的悬停性能和机动性能等。本发明翼型的上、下翼面均弯曲外凸，翼型尾部平直外延，外形均由H1‑H6段构成，其中：H1段为圆形前缘段；H2段为上翼面上凸段，H6为下翼面下凸段，并与H1段光滑过渡封闭连接；H3段为上翼面后缘收缩段，H5段为下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段光滑过渡封闭连接；H4段为翼型尾部平直外延段，并与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。本发明解决了我国没有自主知识
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公开(公告)号：CN110031181B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN201910339329.3
申请日：2019-04-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种TPS反推力短舱推力校准试验方法，包括隔板、喇叭口、整流装置、通气支杆、支撑座、空气桥、进气钢管、推力天平、测量系统，推力校准试验通过推力天平测量TPS反推力短舱产生的推力，进行空气桥和迷宫密封影响修正后，得到短舱实际推力，计算理论推力和实际推力比值，得到对应状态的推力校准系数；本发明通过推力天平测量TPS反推力短舱推力，推力校准精准度高；通过空气桥减少高压空气管路对天平测量的影响，提高了天平测量的准度；通过隔板防止TPS反推力短舱反向尾喷流被短舱进气口重新吸入，提高了反推力校准试验的安全性和可靠性。
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公开(公告)号：CN109974962B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN201910339457.8
申请日：2019-04-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种迷宫密封有效受力面积的标定方法，利用密闭空间内迷宫密封装置处的压强差和天平测量的轴向力进行计算，获得迷宫密封有效受力面积；本发明通过在迷宫密封两侧施加压强差，并结合天平测力的间接测量方法，可以准确获得迷宫密封装置的有效受力面积，提高了TPS反推力短舱校准试验的准确度。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN111292375B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202010087179.4
申请日：2020-02-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于位置约束的直升机桨叶标记点识别匹配方法，属于双目视觉测量技术领域。包括以下步骤：在直升机桨毂和桨叶的特定位置粘贴圆形标记点；构建双目成像系统，采集直升机桨叶运动状态下的瞬态图像对；对图像对中的圆形标记点进行检测定位；基于位置约束条件对检测定位的桨叶圆形标记点进行识别标记；基于桨叶圆形标记点的标记值，对图像对中的桨叶圆形标记点进行准确匹配。本发明所提供的方法利用了直升机桨叶的结构特点和旋转运动特点，将圆形标记点粘贴在了直升机桨毂和桨叶的特定位置，通过位置约束条件，可实现桨叶圆形标记点的正确识别标记和准确匹配，可有效解决了圆形标记点的误匹配问题。
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公开(公告)号：CN114397905A
公开(公告)日：2022-04-26
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：CN114018529A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202210020827.3
申请日：2022-01-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及水洞动态试验技术领域，公开了一种水洞三自由度动态试验方法及系统。该试验方法，采用电子凸轮替代水洞三自由度动态试验中所使用的机械凸轮，包括以下步骤：S1，利用PLC调用电子凸轮工艺对象，生成电子凸轮波形曲线，得到电子凸轮运动轨迹；S2，利用PLC建立虚拟主轴和同步轴，定义电子凸轮的插补关系，对电子凸轮进行插补；S3，利用PLC控制电机轴根据电子凸轮轨迹运动，实现电机轴的振荡。本发明解决了现有技术存在的不方便根据需求更改加工轨迹、加工成本高等问题。
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公开(公告)号：CN111964864B
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202010750750.6
申请日：2020-07-30
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台天平旋转标定加载装置，包括试验装置，其包括装置台、扭矩天平、旋翼天平、旋翼轴、动态扭矩传感器、制动器和制动器支架；所述旋翼天平设置于装置台上，扭矩天平设置于旋翼轴上，扭矩天平与旋翼轴通过膜片联轴器连接；所述旋翼轴穿过装置台和旋翼天平，旋翼轴上端通过动态扭矩传感器与制动器连接；制动器通过制动器支架与旋翼天平连接；拉力定滑轮组，其设置于制动器的上方；水平定滑轮，其设置于制动器的侧方；砝码盘，其设置于滑轮绳的末端。采用本发明的直升机风洞试验台天平旋转标定加载装置及标定加载方法，能实现给出旋转状态下的旋翼天平、扭矩天平标定系数。
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