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公开(公告)号：CN106168531A
公开(公告)日：2016-11-30
申请号：CN201610870862.9
申请日：2016-09-30
IPC分类号： G01M9/04
CPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明提供一种风洞试验旋翼操纵机构，包括若干线性驱动器(1)、不旋转环(3)、球形铰链(5)和旋转环(8)，线性驱动器(1)与不旋转环(3)之间活动铰接，不旋转环(3)与球形铰链(5)连接且绕球形铰链(5)中心绕动，旋转环(8)与不旋转环(3)活动连接且相对于不旋转环(3)转动，旋转环(8)与拉杆(4)一端活动铰接，拉杆(4)另一端与旋翼传动轴(7)上的旋翼安装部(6)活动铰接，旋翼传动轴(7)贯穿球形铰链(5)。利用本发明可操纵旋翼总距、旋翼周期变距，不仅操纵简单、安全可靠，而且动态特性较好，操纵精度高；尤其是结构紧凑，体积较小，在应用于风洞试验时，可使风洞试验数据更为可靠。
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公开(公告)号：CN118090132B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410486794.0
申请日：2024-04-23
摘要： 本发明公开了一种测量螺旋桨气动及操纵特性的试验装置及试验方法，包括桨壳、驱动机构及安装座，桨壳内设有变距电机，变距电机通过减速箱连有丝杆，丝杆旋接有丝母，丝母外侧壁通过偏心销呈环状连有多个桨叶，偏心销滑动套装于限位杆，限位杆与丝杆平行，限位杆与桨壳连接；驱动机构设有输出轴，输出轴与丝杆同轴设置，输出轴通过法兰盘与桨壳固定连接；安装座与驱动机构固定连接，安装座用于与风洞的侧滑机构连接。其能够解决现有的用于风洞试验的螺旋桨无法精确且快速地调整桨距，导致试验效率和安全性较低的问题。
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公开(公告)号：CN116907788B
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311168320.3
申请日：2023-09-12
摘要： 本发明公开了一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法，属于风洞试验技术领域，具备附加载荷的六分量测量能力，可随旋翼天平同步工作和采集；最后提出了旋翼试验中附加载荷的修正方法，通过旋翼天平与六分量测量元件的载荷同步实时计算，可以准确获得旋翼模型各个气动载荷分量，能够实现了悬停、前飞状态下旋翼载荷的高精准度测量，提高旋翼关键气动特征参数试验评估的可靠性。
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公开(公告)号：CN116804585A
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202310885894.6
申请日：2023-07-19
摘要： 本发明公开了一种直升机吊挂物旋转气动特性风洞试验装置及方法，采用旋转试验台模拟吊挂物旋转运动，通过计算机控制实现吊挂物转速控制，天平和编码器由数据采集模块供电，只需通过外部电池对数据采集模块供电即可，装置集成度高，使用便捷，采用无线数据传输，实现了天平旋转信号和旋转相位的同步采集，对分析吊挂物在不同迎风相位下的气动特性，具有重要意义。
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公开(公告)号：CN115901163A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202310221939.X
申请日：2023-03-09
摘要： 本发明公开了一种直升机着舰气动特性风洞试验方法，采用六自由度并联机构实现舰船姿态模拟，采用主从模式同步方法实现直升机模型载荷和舰船姿态的同步采集，通过计算机控制实现舰船单自由度或多自由度的组合运动模拟，提高了舰船姿态模拟的准确性，通过主从同步模式，实现了舰船姿态和直升机载荷的同步采集，可获取丰富的数据，对分析和研究舰船姿态与直升机载荷之间的影响关系，具有重要意义。
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公开(公告)号：CN115655642A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211575679.8
申请日：2022-12-09
摘要： 本发明公开了一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域；具体包括以下步骤：S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼试验需要配平的阻力系数；S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；本发明为准确评估直升机旋翼前飞气动性能提供了试验手段，在开展单独旋翼配平试验中，扣除了相应前进比下桨毂的阻力，即从全机的阻力系数扣除桨毂阻力系数，得到配平的阻力系数，避免了由于旋翼桨毂几何不相似带来的问题，得到了纯桨叶旋翼性能的定量气动数据，更加准确的评估了旋翼的气动性能，能够为直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核提供可靠的试验依据。
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公开(公告)号：CN114323542B
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210218715.9
申请日：2022-03-08
摘要： 本发明公开了一种风洞动态试验多信号采集同步方法，利用模型运动的相位信息产生同步信号，并利用该同步信号触发其他数据采集设备，用于动态试验多信号的同步采集；本发明结合风洞动态试验通常为往复振荡运动的特点，采用了轨迹测量装置和软件逻辑控制相结合的方式产生相位同步信号，通过测量控制技术实现了相位同步信号的精确生成，实现了风洞动态试验多信号同步，提高了多信号的同步精度，本发明使用过程灵活快捷方便，工作性能稳定可靠，很好的解决了以往同步方式中需要重新作标记或调整传感器的问题，增强了试验工况的适应性，提高了效率。
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公开(公告)号：CN112229596B
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202010965155.4
申请日：2020-09-15
摘要： 本发明提供了一种共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法，基于共轴刚性旋翼风洞试验系统，包括：步骤1、定义共轴刚性旋翼控制量，对共轴刚性旋翼控制量进行分解得到对应的上、下旋翼操纵量，计算上、下旋翼桨距角；步骤2、将上、下旋翼天平测量得到的载荷进行组合运算，得到气动力和力矩及升力偏置；步骤3、验证定义的共轴刚性旋翼控制量正确性；步骤4、试验时，调节输入的共轴刚性旋翼控制量，配平目标的配平，进行风洞试验。避免了操纵量的人工解算。节约了试验时间，降低了双旋翼操纵量解算的出错概率，检验方式易于开展，避免了操纵方式定义出错导致试验事故。
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公开(公告)号：CN113753261B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111316754.4
申请日：2021-11-09
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明属于航空飞行器技术领域，具体涉及复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。本发明包括主试验台，主试验台的另一端连接有机身和旋翼，机身上安装有机翼，机身内部安装有旋翼天平和机身天平，旋翼的轴下端连接有旋翼天平，旋翼天平的上下板之间设置有扭矩天平，机身的尾部安装有平尾和垂尾，两侧的垂尾均安装有方向舵，方向舵上安装有方向舵天平；还包括安装于地坑的螺旋桨支撑机构，螺旋桨支撑机构远离地坑的一端连接有螺旋桨短舱，螺旋桨短舱内部安装有螺旋桨，螺旋桨短舱上内部安装有螺旋桨天平。本发明提供了具有单旋翼、机翼、两侧推进螺旋桨、平垂尾构型的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。
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公开(公告)号：CN113567083B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111104181.9
申请日：2021-09-22
摘要： 本发明公开了一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法，基于旋翼与机身组合模型风洞试验台试验获得直升机在同轴系下的旋翼气动载荷试验数据，和直升机在同轴系下的机身气动载荷试验数据及全动平尾气动载荷试验数据；根据旋翼气动载荷试验数据、机身气动载荷试验数据及全动平尾气动载荷试验数据使用干扰特性模型进行分析得到直升机各部件之间的气动干扰特性；可以准确获取旋翼、机身及全动平尾三者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重要依据。
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