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公开(公告)号：CN119469656A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202510055048.0
申请日：2025-01-14
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真机气动特性试验地面模拟方法及装置，涉及直升机风洞试验领域，包括安装在地面上的基座，所述基座上安装有转盘，转盘上设置有天平机构，天平机构上设置有三点支撑的腹撑式机构，直升机真机能够安装在腹撑式机构上；还包括设置在主传动轴、尾传动轴上的应变桥。本发明将直升机真机安装在全尺寸风洞试验段，采用天平机构和应变桥实现直升机气动性能的测量；建立开展旋翼、尾桨、全机工况时气动性能考核试验的方法，在此基础上，通过全机气动布局优化，获取直升机气动性能收益数据，为型号研制中的全机气动布局综合优化设计提供依据。
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公开(公告)号：CN116735144A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202311028660.6
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侧飞气动特性试验地面模拟方法，通过旋翼/机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，在风洞中，采用侧滑角机构实现直升机侧飞飞行状态模拟。针对左右侧飞试验过程中可能出现的尾桨电机功率过载、转速超转、涡环状态等现象采取了有效的措施，解决了因旋翼和尾桨转速不同带来的数据采集方式问题，保证了试验数据的完整性和准确性，为有效开展直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动特性以及尾桨的涡环特性研究奠定了基础。通过风洞试验研究，获得直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动力数据，能够为研究分析侧飞时各部件气动性能以及尾桨涡环现象提供试验依据。
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公开(公告)号：CN116105966B
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310385840.3
申请日：2023-04-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于旋翼模型风洞试验装置技术领域，特别涉及一种桨叶模型表面压力传感器内部导线固定装置及方法。其技术方案为：一种桨叶模型表面压力传感器内部导线固定装置，包括压力袋，压力袋表面喷涂有粘接剂；所述压力袋装入桨叶的空腔，将表面压力传感器的导线贴紧并粘接桨叶的空腔内壁；所述压力袋上连接有至少一个转接头，其中至少一个转接头用于对压力袋充气或放气。本发明提供了一种用于直升机桨叶模型表面压力传感器内部导线固定的压力袋及其固定方法。
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公开(公告)号：CN116242575A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310510549.4
申请日：2023-05-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及风洞试验技术领域，具体涉及一种低速风洞虚拟飞试验装置。本发明包括升降组件、称重组件、整流架和绝对位置编码器，升降组件包括电机，驱动升降组件整体进行铅垂方向的升降运动，通过绝对位置编码器输出量的变化量判断升降组件的运动方向，称重组件中的称重传感器测量升降组件及安装在其上的其他结构在铅垂方向的荷载及变化。本申请结合称重传感器的输出量变化量和绝对位置编码器判断的运动方向对电机采用力矩控制方式，使模型在铅垂方向处于动态受力平衡的状态。本申请同时改进了转角头，模型与外框架固联，内框架可绕偏航向摆动，中框架可绕俯仰向摆动，外框架可绕滚转向摆动，模型能在三个姿态方向自由摆动、相互独立。
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公开(公告)号：CN116105966A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310385840.3
申请日：2023-04-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于旋翼模型风洞试验装置技术领域，特别涉及一种桨叶模型表面压力传感器内部导线固定装置及方法。其技术方案为：一种桨叶模型表面压力传感器内部导线固定装置，包括压力袋，压力袋表面喷涂有粘接剂；所述压力袋装入桨叶的空腔，将表面压力传感器的导线贴紧并粘接桨叶的空腔内壁；所述压力袋上连接有至少一个转接头，其中至少一个转接头用于对压力袋充气或放气。本发明提供了一种用于直升机桨叶模型表面压力传感器内部导线固定的压力袋及其固定方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114459769A
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202210389334.7
申请日：2022-04-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种小型涡喷发动机地面推力矢量标定装置，包括导流部，所述导流部包括导流板和导流板基座；所述导流板基座固定在所述喷管扩散段的尾端，所述导流板转动连接在导流板基座上，并通过转动定位连接件调整导流板的转动角度。本发明在喷管扩散段的尾端设置了导流板，导流板可以通过转动连接件调整导流板的转动角度，从而实现推力矢量喷口的上下导流板在大于90度范围内的偏转，左右导流板在±30°的范围内偏转，本发明将喷管扩散段、所述导流部和转动定位连接件均设置为钢制结构，能够承受涡轮发动机尾焰的高温，使得该试验装置不会受涡轮发动机尾焰高温的影响。
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公开(公告)号：CN112985746A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110438855.2
申请日：2021-04-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供一种可前后移动并可调宽度的开口射流风洞收集器及试验方法，所述收集器整体可前后移动并且所述收集器宽度可调。本发明设计的可前后移动并可调宽度的开口射流风洞收集器，避免了在试验所需风速下边缘音反馈频率与宽度方向的压力驻波频率一致，不会造成强烈的结构共振，抑制了整个驻室内的远场低频压力脉动，并满足了先进飞行器或高速列车等对开口射流风洞高试验风速的需求。
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公开(公告)号：CN112197933A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011431504.0
申请日：2020-12-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供一种可调宽度的开口射流风洞驻室及开口射流风洞试验方法，所述驻室包括喷口、射流试验段和收集器，所述驻室为可调宽度驻室。经过大量试验、数值模拟和系统的理论分析对本发明的可调宽度驻室进行验证，本发明的可调宽度驻室能够在所需试验风速条件下通过减小或增加驻室宽度将共振移至其它风速，避免边缘音反馈与驻室宽度方向的平面压力驻波发生共振，达到消除所需试验风速条件下的低频压力振荡的目的，从而能够满足先进飞行器或高速列车等对开口射流风洞高试验风速的需求。
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公开(公告)号：CN110320003B
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN201910778706.3
申请日：2019-08-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种风洞流场内变角度机构的非接触式限位方法，利用固定端的光电开关和运动端的金属块之间的感应作用来做出信号输出并控制，实现运动端相对于固定端的非接触式限位；本发明的整套装置结构体积小，便于安装，安装后不会影响风洞内的流场，对各个运动轴的运动范围影响小，其安装后在试验准备过程中，因为在内表面可以有效的避免人员活动或者工具带来的误操作。
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公开(公告)号：CN109850129A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201910311569.2
申请日：2019-04-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Inventor： 梁勇 , 赵鲲 , 陈迎春 , 孙海生 , 姜裕标 , 王勇 , 金玲 , 张钧 , 陈正武 , 章荣平 , 卢翔宇 , 岳廷瑞 , 郑谢 , 张军 , 张俊龙 , 仝帆 , 田文文 , 黄志远
IPC: B64C21/08
Abstract: 本发明公开了一种用于飞机起落架与舱体的降噪结构及其飞机及其控制方法，属于飞机起落架与起落架舱体降噪措施技术领域。本发明的一种用于飞机起落架与舱体的降噪结构，包括气流干扰件、伸缩件、安装座；其中，气流干扰件的一侧与伸缩件铰接；气流干扰件的另一侧与安装座铰接，或者气流干扰件的顶部与安装座铰接；通过伸缩件的伸缩驱动气流干扰件绕安装座摆动，以实现气流干扰件的放/收动作。采用本发明的一种用于飞机起落架与舱体的降噪结构，本发明通过气流干扰件对来流进行干扰，改变气流的状态，从而降低气流对起落架、舱体的撞击作用，改变来流与舱体腔底气流的相互作用，破坏噪声形成机制，进而实现降噪的目的。
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