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[发明专利]一种直升机吊挂物旋转气动特性风洞试验装置及方法-CN202310885894.6在审
发明人：车兵辉;黄志远;史喆羽;雷洪胜;彭先敏;章贵川;邓皓轩 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-07-19 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
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。
一种直升机吊挂旋转气动特性风洞试验装置方法

[发明专利]一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法-CN202311028660.6在审
发明人：袁红刚;张卫国;彭先敏;章贵川;黄志银;梁勇;魏一博;罗欢;唐博;杜旭;段章承;宋鑫 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-08-16 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：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。
一种直升机气动特性试验地面模拟方法

[发明专利]一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法-CN202310833902.2有效
发明人：袁红刚;张卫国;黄志银;彭先敏;章贵川;梁勇;魏一博;罗欢;唐博;杜旭;段章承;宋鑫 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-07-10 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：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。
一种气动干扰环境下尾桨特性试验地面模拟方法

[发明专利]一种直升机着舰气动特性风洞试验方法-CN202310221939.X有效
发明人：车兵辉;史喆羽;彭先敏;章贵川;罗欢;赵光银 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-03-09 - 公布日： 2023-06-16 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
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。
一种直升机气动特性风洞试验方法

[发明专利]一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法-CN202310370328.1有效
发明人：袁红刚;张卫国;章贵川;彭先敏;车兵辉;梁勇;罗欢;宋鑫;段章承;唐博 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-04-10 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：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。
一种状态直升机全机配平地面模拟试验方法

[发明专利]六自由度运动平台-CN202211679018.X在审
发明人：武杰;罗均;候磊;蒲华燕;谢志江;张钧;张俊;谢琦;彭先敏;章贵川;唐敏;罗欢;田斌 -专利权人：重庆大学
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： B25J9/00 文献下载
摘要：本发明公开一种六自由度运动平台，包括上平台、拉杆、滑动机构以及平衡机构。滑动机构的数量为六个，均包括基座、倾斜设置的导向机构、可滑动地设置的滑动部件和驱动滑动部件的动力机构。各拉杆均一端通过上球铰与上平台连接，另一端通过下球铰与相应的滑动部件连接。各滑动部件均设有平衡机构，各平衡机构均包括弹性件和驱动机构。弹性件第一端与滑动部件连接、第二端沿导向机构长度方向延伸且与驱动机构连接。驱动机构用于驱动弹性件第二端沿导向机构的长度方向位移。六自由度运动平台不会漏油、维护方便，由于平衡机构的存在，能够减小运行过程中的冲击，并可降低功率消耗，提高六自由度运动平台的动态响应速度和控制精度。
自由度运动平台

[发明专利]一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法-CN202211575679.8有效
发明人：袁红刚;杜旭;章贵川;彭先敏;靳秋硕;车兵辉 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
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。
一种有效评估直升机气动性能试验方法

[发明专利]一种宝塔型六自由度运动模拟平台及其传动方法-CN202211682080.4在审
发明人：罗均;武杰;牟力胜;谢志江;蒲华燕;张钧;张俊;谢琦;彭先敏;章贵川;唐敏;罗欢;田斌 -专利权人：重庆大学
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G09B25/00 文献下载
摘要：本发明公开一种宝塔型六自由度运动模拟平台及其传动方法，包括上平台组件、下平台组件以及连接在二者之间的多个升降驱动组件；所述上平台组件和所述升降驱动组件之间设置有拉杆，所述拉杆分别铰接在所述上平台组件和所述升降驱动组件上；所述升降驱动组件包括倾斜设置的驱动安装座以及在所述升降驱动组件上移动的运动机构，所述运动机构铰接连接所述拉杆，多个所述运动机构的运行轨迹均向模拟平台的中心倾斜，且多个所述运行轨迹在所述下平台组件的投影沿模拟平台的中心成放射状分布；本发明通过将驱动安装座倾斜设置，能够依靠驱动安装座提供竖向的承载力，并使得模拟平台整体形成宝塔型结构，从而能够提高模拟平台的稳定性和承载能力。
一种宝塔自由度运动模拟平台及其传动方法

[发明专利]一种用于直升机机动飞行状态模拟的风洞试验平台-CN202310084302.0在审
发明人：唐敏;武杰;彭先敏;罗欢;章贵川;魏一博;宋鑫;唐博;段章承 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2023-02-09 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：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。
一种用于直升机机动飞行状态模拟风洞试验平台

[发明专利]一种电动缸在低温低压高湿度环境下的防护方法-CN202010864616.9有效
发明人：彭先敏;章贵川;黄明其;袁红刚;张卫国;王亮权;唐敏;田兵;罗欢;魏一博;车兵辉;尹欣繁;王畅;徐栋霞 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2020-08-25 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： F16J15/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种电动缸在低温低压高湿度环境下的防护方法，包括：(1)根据使用环境及注意事项对电动缸各部件进行选型；(2)对电动缸的可伸缩部位采用可伸缩防水防冰罩进行防护；(3)对电动缸的不同部件连接处采用密封件进行密封；(4)对电动缸的驱动部分增加防水防冰罩进行防护。采用本发明的电动缸在低温低压高湿度环境下的防护方法的电动缸，经过实验验证，能够在低温(低至‑40℃)、低气压(95Kpa‑39Kpa)、高湿度(喷雾，达到100％)环境中长时间运行，其各种运行参数均正常，与常温环境下运行数据一致，不存在电动缸在运行过程中卡死，电机电流增大、重复性精度降低、润滑滋冻结或外流、缸体生锈等现象。
一种电动低温低压湿度环境防护方法

[发明专利]一种基于光纤滑环的旋转信号等方位同步触发采集方法-CN202011039906.6有效
发明人：彭先敏;章贵川;杨永东;黄明其;张卫国;尹欣繁;车兵辉;罗欢;王畅;唐敏;徐栋霞;魏一博;陈泳 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2020-09-28 - 公布日： 2022-07-05 - 主分类号： H04J3/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于光纤滑环的旋转信号等方位同步触发采集方法。本发明中的旋转信号采集与其它数据采集系统很方便地实现了方位脉冲同步触发；本发明中的方位触发脉冲信号能够无损地传输至前置旋转信号采集器；本发明中的前置旋转信号采集器采集数据准确、大容量、高采样率、实时无损传输。保证前置数据采集信号与本地采集系统数据同相位，从而真正提高了旋转信号采集的精度。
一种基于光纤滑环旋转信号方位同步触发采集方法

[发明专利]一种风洞动态试验多信号采集同步方法-CN202210218715.9有效
发明人：车兵辉;章贵川;彭先敏;李国强;陈磊 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2022-03-08 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
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。
一种风洞动态试验信号采集同步方法

[发明专利]一种共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法及系统-CN202010965155.4有效
发明人：王畅;何龙;黄明其;彭先敏;章贵川;唐敏;杨永东 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2020-09-15 - 公布日： 2022-02-18 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
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。
一种刚性升力偏置风洞试验方法系统

[发明专利]一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法-CN202111225365.0有效
发明人：彭先敏;武杰;黄明其;章贵川;王畅;袁红刚;杨永东;黄志银;唐敏;何龙;车兵辉;罗欢;尹欣繁;魏一博;段章承 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2021-10-21 - 公布日： 2022-02-11 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：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。
一种获取直升机干扰气动特性风洞试验模拟方法

[发明专利]一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法-CN202110746565.4有效
发明人：袁红刚;黄明其;杨永东;彭先敏;章贵川 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
申请日： 2021-07-02 - 公布日： 2021-09-21 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，属于风洞试验技术领域；本发明主要基于国内F5米立式风洞及其配套研制的直升机垂直升降试验台，率先提出一种当直升机旋翼处于涡环状态时，通过旋翼总距的快速拉起，模拟涡环改出的试验方法，使得试验流程规范化，根据获得的涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，可以取得一些有意义的成果，用以指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法

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