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公开(公告)号：CN119573933A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411434263.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于光纤光栅传感技术领域，尤其涉及一种面向翼型结构特征的光纤光栅载荷测量方法。确定光纤光栅测点在翼型剖面上的粘贴布局；测量翼型剖面上全部光纤光栅测点的挥舞载荷灵敏度、摆振载荷灵敏度、扭转载荷灵敏度；确定摆振光栅组合布点位置、扭转光栅组合布点位置、温度补偿光栅组合布点位置；确定m个需要载荷监控剖面的光纤光栅测点位置，然后用定制的光纤光栅串完成所有监控剖面测点的粘贴；分级加载完成挥舞、摆振、扭转载荷静态标定，得到摆振、挥舞、扭转光栅测点组合的载荷标定系数矩阵K；在实际的试验试飞中，测量的挥舞、摆振、扭转光栅测点组合波长先扣除静态初值，再扣除上、下温度补偿光栅的波长偏移值后，乘以标定系数矩阵K，得到高精度的挥舞、摆振、扭转载荷测量结果。
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公开(公告)号：CN114964691B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202210183287.0
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种非消声风洞的旋翼噪声场噪声测点位置选择方法，包括：步骤1，在非消声风洞布设弧形支架，在弧形支架中选取多个测点位置，在每个测点位置安装有传声器；步骤2，采用标准声源对传声器系数进行现场校准；步骤3，采用各测点位置的传声器采集非消声风洞的背景噪声数据；步骤4，采用指向性喇叭发出定频定声压级的声音，并采集各测点位置的传声器声压；全向喇叭设置于旋翼试验台的桨毂中心位置；步骤5，对各测点位置采集的声压进行定频声压级分析；步骤6，根据分析结果选择旋翼噪声场中用于测量旋翼噪声的测点位置。本发明实施例解决了现有旋翼气动噪声的声场研究方案，无法在非消声风洞准确选择旋翼噪声声场测点位置的问题。
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公开(公告)号：CN116552801A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310473390.3
申请日：2023-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属旋翼飞行器旋翼噪声试验技术领域，特别涉及一种悬停间模型旋翼旋转噪声测点有效性判断方法；所述判断方法根据旋翼通过频率和声速计算得到弧形支架摆放基准距离、在相同方位角多个不同基准距离摆放弧形支架、对相同方位及相同夹角路径上测点分别进行1～20倍基准频率的喇叭发声和噪声采集、进行相同方位及相同夹角路径上总声压级的声衰减特性分析、给出噪声测点是否有效的判断结果，该方法更贴近旋翼噪声以1～20倍通过频率成分为主以及不同距离的旋翼噪声具有明显衰减特性的特点，本发明所提出的判断方法具有更好的实际使用效果和工程价值。
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公开(公告)号：CN114964691A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210183287.0
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种非消声风洞的旋翼噪声场噪声测点位置选择方法，包括：步骤1，在非消声风洞布设弧形支架，在弧形支架中选取多个测点位置，在每个测点位置安装有传声器；步骤2，采用标准声源对传声器系数进行现场校准；步骤3，采用各测点位置的传声器采集非消声风洞的背景噪声数据；步骤4，采用指向性喇叭发出定频定声压级的声音，并采集各测点位置的传声器声压；全向喇叭设置于旋翼试验台的桨毂中心位置；步骤5，对各测点位置采集的声压进行定频声压级分析；步骤6，根据分析结果选择旋翼噪声场中用于测量旋翼噪声的测点位置。本发明实施例解决了现有旋翼气动噪声的声场研究方案，无法在非消声风洞准确选择旋翼噪声声场测点位置的问题。
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公开(公告)号：CN108106825B
公开(公告)日：2020-09-25
申请号：CN201711227917.5
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明提供了一种模型旋翼试验台旋转放大器，属于直升机模型旋翼试验技术领域。所述放大器包括输入引线，通过输入引线端子连接传感器；输出引线，通过输出引线端子连接采集器；壳体，设置在所述输入引线与所述输出引线之间，所述壳体为环状柱体结构，包括中间贯穿的定位孔以及绕所述定位孔的环腔，所述输入引线与所述输出引线在所述环腔内相互连接，所述壳体外部一端面上设置有凹槽，另一端面对应位置处设置有凸起。本发明提供的放大器以配重片的形式安装在桨叶和桨榖支臂连接的螺栓上，既可以代替常规的配重片，又可以对桨叶上的信号进行就近放大，不需要额外设计安装平台，同时又提高了测试精度，缩短了试验前的准备时间。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110940517A
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201910963096.4
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/028 , G01M13/021 , B64F5/60
Abstract: 本发明实施例提供一种直升机传动系统的振动信号分离方法，传动系统包括齿圈，多个行星轮，振动传感器，转速传感器，方法包括：根据振动传感器和转速传感器的安装位置，获取传动系统中行星轮系的位置信息；对齿圈的齿轮啮合时序进行分析，得到振动传感器与行星轮的啮合顺序；对振动数据进行数据点的采样，并对行星轮架的每个转动周期内的数据点进行重采样；对重采样得到的振动数据的数据点进行数据提取，得到四维组合集；对四维组合集进行振动分离向量重构，得到齿圈的振动特征信号。本发明实施例可以从复杂的行星传动机构的振动信号中，针对多个振动传感器采集的数据，提取出完整的齿圈振动信号，为行星传动机构的齿圈故障诊断奠定基础。
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公开(公告)号：CN110822225A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201910997545.7
申请日：2019-10-18
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，涉及一种相位多普勒粒子分析仪专用基座转台。该基座转台包括：直线运动平台机构和旋转运动平台机构，其中，直线运动平台机构与旋转运动平台机构固定连接，直线运动平台机构中设置有丝杆，旋转运动平台机构上设置有齿轮副。本发明的转台同时具有直线运动和绕轴转动功能，最终使得该相位多普勒粒子分析仪专用基座转台能够完成直线运动和旋转运动功能，能够满足相位多普勒粒子分析仪大范围测量的需求。
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公开(公告)号：CN108088546B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201711256484.6
申请日：2017-12-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明一种旋翼台工作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，包括以下步骤：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、对旋翼台的工作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、对旋翼模型试验台工作转速状态下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，从而识别出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：CN106596034B
公开(公告)日：2019-03-01
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
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：CN109100125A
公开(公告)日：2018-12-28
申请号：CN201810687324.5
申请日：2018-06-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明提供了一种旋转放大器输出信号修正方法，属于直升机模型旋翼试验技术领域。通过同时测量得到已知量值的参考标准信号，对微型旋转放大器输出信号中的非正常波动信号进行修正。所述方法包括首先设定信号输出通道与参考标准信号通道的元器件相互之间线性放大误差；之后在桨叶不旋转及旋转的情况下，分别采集一定时间段的旋转放大器参考标准信号通道的数据；求取平均值，并进行差值计算，结合求取的修正偏差获得修正系数，最后计算得到修正的旋转状态桨叶信号。由于参考标准信号和输出信号同处一个工作环境，因此可以修正微型旋转放大器输出信号的非正常波动，消除由非正常波动引起的测试误差，从而极大提高测试精度和测试数据的可靠性。
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