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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：CN114112268B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111396990.1
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种双线摆式吸振器的减振验证装置和减振验证方法，方法包括：在传动机构上沿航向、测向分别布置振动传感器；确定传动机构的转速，作动筒的航向力的加载频率和加载载荷范围、侧向力的加载频率和加载载荷范围；测量减振验证装置未安装双线摆式吸振器时的第一振动测量结果；测量减振验证装置未安装双线摆式吸振器时的第二振动测量结果；对第二振动测量结果与第一振动测量结果进行比较，得到量化验证双线摆式吸振器的减振效果。本发明的技术方案，解决了现有双线摆式吸振器效果的评估方式，需要通过直升机飞行试验进行验证，从而导致评估方式的成本高、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN113173261B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202110427424.6
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明具体涉及一种旋翼天平装试验台复合加载现场校核装置及方法。包括：旋翼天平(1)，位于装置底部，用于旋翼系统的六力素测量；桨毂(2)，所述桨毂(2)垂直放置于所述旋翼天平(1)上部；刚性组件(3)，所述刚性组件(3)一端高度可调节地与所述桨毂(2)中心相连，另一端与所述作动筒(4)相连；作动筒(4)，所述作动筒(4)包括位于沿垂直方向设置的第一作动筒(41)、沿航向设置的第二作动筒(42)、沿侧向设置的第三作动筒(43)。实现对旋翼天平装试验台后的复合加载，采集复合加载载荷和旋翼天平测量，通过数据的对比分析检查旋翼天平系数输入是否存在问题，给定旋翼天平装试验台后的系统精度和准度。
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公开(公告)号：CN110844115A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201910993739.X
申请日：2019-10-18
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属直升机旋翼试验领域，涉及一种桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷数据有效性判别方法。通过对同步采集得到的桨涡干扰噪声数据和桨叶挥舞载荷数据进行整周期平均，提取出桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷最大峰值处的相位，换算成距离差，然后和理论计算的距离差进行对比，从而判别出桨涡干扰噪声数据和桨叶挥舞载荷数据是否有效，能够避免某些试验状态下因实测数据和理论计算有所偏差而认为数据失效的误判。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110794367A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910971201.9
申请日：2019-10-12
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，涉及一种桨涡干扰声源定位方法。该方法包括：在一片桨叶的N个剖面处贴挥舞载荷片,其中N为不小于5的正整数；同步采集转速、桨涡干扰噪声和所述N个剖面位置处的桨叶挥舞载荷；根据转速、桨涡干扰噪声和桨叶挥舞载荷计算桨叶上的桨涡干扰噪声具体声源位置。本方法能够计算出桨叶上出现桨涡干扰噪声的具体声源位置而不需要专门的传声器阵列，不需要消声室环境。
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公开(公告)号：CN108106827B
公开(公告)日：2019-12-20
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：CN104316266B
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201410425009.7
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M1/38
Abstract: 一种带修正的直升机模型动平衡调整相位计算方法，属于直升机模型旋翼试验领域。其特征在于，首先对测量得到的振动信号和转速信号进行频谱计算，根据根据转速换算得到一个基准频率，从振动和转速频谱中取出基准频率对应的幅值和相位，用转速相位修正振动相位，最后再计算得到需要增加配重的调整相位值。本发明能有效克服因传感器、采集器不同及使用环境干扰造成的调整相位计算不准的问题，建立一套准确计算得到调整相位的直升机模型旋翼动平衡调整相位计算方法。
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公开(公告)号：CN105048753A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510205319.2
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种无人直升机动力电机，其为直流无刷电动机，包括壳体、固定在所述壳体上的定子组件、相对于所述定子组件转动的转子组件和与所述转子组件相连的接插件，所述定子组件包含多股线圈用来提供电机电源，所述电机还包括固定在壳体组件和定子组件上的保护结构，用来保护线圈，所述无人直升机动力电机采用两对极方式的电机方案进行电磁选取。通过两对极方式的电磁以及定子组件和转子组件的配合使得该电机在体积质量小的前提下，满足电驱动无人直升机动力需求。
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公开(公告)号：CN104803008A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510205405.3
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种直升机模型旋翼旋转信号采集装置，属于直升机模型旋翼试验领域，包括数据采集发射模块(2)、信号调理模块(3)和电池模块(4)，外界信号经由信号调理模块(3)放大和滤波，再由数据采集发射模块(2)进行数模转换并发送，三个模块通过信号导线及电源导线相连，并由长螺栓固定，通过自身完成装置供电、弱信号调理和数据采集及无线发射，从而有效的避免了由于滑环和长导线传输存在信号衰减和耦合电容，以及传输途中还要受到动力系统强电磁场的干扰造成的数据失效的问题，能够有效提高直升机模型旋翼极弱信号测量的准确性。
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