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公开(公告)号：CN113670561B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111225365.0
申请日：2021-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造R2‑R1曲线、F2‑F1曲线、H2‑H1、V2‑V1和S1‑S2曲线；前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造F5‑F4曲线、H5‑H4曲线、V5‑V4曲线和S5‑S4曲线；构造R7‑R6曲线、F7‑F6曲线、H7‑H6曲线、V7‑V6曲线和S7‑S6曲线；构造R6‑R3曲线、F6‑F4曲线、H6‑H4曲线和V6‑V4曲线。通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。
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公开(公告)号：CN116558766A
公开(公告)日：2023-08-08
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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公开(公告)号：CN116086756B
公开(公告)日：2023-06-13
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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Patent Agency Ranking
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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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：CN113670561A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202111225365.0
申请日：2021-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造R2‑R1曲线、F2‑F1曲线、H2‑H1、V2‑V1和S1‑S2曲线；前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造F5‑F4曲线、H5‑H4曲线、V5‑V4曲线和S5‑S4曲线；构造R7‑R6曲线、F7‑F6曲线、H7‑H6曲线、V7‑V6曲线和S7‑S6曲线；构造R6‑R3曲线、F6‑F4曲线、H6‑H4曲线和V6‑V4曲线。通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。
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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：CN115791071A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202310084302.0
申请日：2023-02-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于直升机机动飞行状态模拟的风洞试验平台，包括连接部、升降机构、进退机构、滚转机构、俯仰机构及偏航机构，连接部用于连接待试验旋翼机构；偏航机构包括前偏航件和后偏航件，前偏航件通过第一轴与后偏航件轴铰，后偏航件通过第二轴与升降机构或进退机构轴铰，第二轴及第一轴均与Z轴平行，前偏航机构通过滚转机构和/或俯仰机构与连接部连接；前偏航件设有第一动力组件，用于使前偏航件以第一轴为轴转动，后偏航件设有第二动力组件，用于使后偏航件以第二轴为轴转动。其能够进行多自由度的运动模拟，且其在进行偏航运动模拟时，能够解决现有试验平台连贯性较差且无法实时改变待试验旋翼机构朝向的技术问题。
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