CN116124407A - 获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法 - Google Patents

获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116124407A
CN116124407A CN202310372082.1A CN202310372082A CN116124407A CN 116124407 A CN116124407 A CN 116124407A CN 202310372082 A CN202310372082 A CN 202310372082A CN 116124407 A CN116124407 A CN 116124407A
Authority
CN
China
Prior art keywords
tail
radome
radar
rotor hub
helicopter
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202310372082.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116124407B (zh
Inventor
袁红刚
李婷婷
黄志远
梁勇
杜旭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202310372082.1A priority Critical patent/CN116124407B/zh
Publication of CN116124407A publication Critical patent/CN116124407A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116124407B publication Critical patent/CN116124407B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域；该方法包括步骤：S1，设计实现加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，即在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态。S2，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼/机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；S3，在旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；S4，对试验结果分析研究，可准确评估加装雷达系统后对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性。本发明能够为加装雷达后直升机全机的布局优化提供试验依据。

Description

获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法
技术领域
本发明涉及一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域。
背景技术
随着直升机性能的不断提高，世界上许多国家都在研制和部署直升机载雷达，如“长弓阿帕奇”武装直升机，在旋翼主轴顶端装载雷达毫米波雷达，显著提高了机载航空电子的集成设计水平和信息化集成度。但雷达诱导产生的尾涡作用在直升机机身的尾部件上，会带来新的空气动力学问题。而通过先进的风洞试验设备及试验技术，能够有效获得雷达尾涡效应对机身尾部及平垂尾气动干扰特性。
毫米波雷达虽然给直升机的航电性能带来了提升，同时也给直升机造成了机身结构、气动干扰等新的影响。在旋翼主轴顶端装载毫米波雷达之后，气流绕过雷达会产生漩涡脱落，所诱发的涡结构改变了机身后方垂尾等尾部件的流场，对直升机机身尾部件的气动性能会产生一定的影响。因而从空气动力学方面考虑，在保证直升机探测和导航性能大幅提升的同时，将毫米波雷达的安装对机身尾部及平垂尾气动干扰降到最小也是非常必要的。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，通过先进的风洞试验设备及技术，获得直升机飞行过程中，雷达尾涡对机身尾部及平垂尾气动特性以及流场特性的影响，为雷达系统选型、定型、校核直升机的空气动力学性能提供依据。
本发明采用的技术方案如下：
一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，包括步骤：
S1、设计加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态；
S2、在步骤S1加装雷达罩之前，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼或/和机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；
S3、对步骤S2中的旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；
S4、分析研究步骤S2、步骤S3获得的机身尾部及平垂尾附近的流场及气动力的变化特性，为加装雷达后全机的布局优化提供试验依据。
进一步的，在上述步骤S1中，旋翼轴采用中空结构，雷达罩的下部固定装配有用于高度调节的高度调节件，高度调节件与支撑杆固定连接，所述支撑杆上部通过轴承座固定装配于旋翼桨毂上；所述支撑杆下部通过旋翼轴中空部延伸后，并固定于台体，以实现雷达罩与桨毂旋转运动的分离。
进一步的，所述雷达罩通过螺栓固定装配于高度调节件上，所述支撑杆通过螺栓固定装配于支撑件上。
进一步的，所述高度调节件为中空结构，并套设于桨毂顶部，且与旋翼桨毂之间存在间隙。
进一步的，上述步骤S2中，试验采用的配平方式为在给定机身攻角、风速和旋翼转速下，通过操纵配平到所需要的旋翼垂直分力。
进一步的，步骤S3中，试验采用的配平方式与试验参数的变化与步骤S2相对应。
进一步的，在步骤S2中，通过改变机身攻角、风速、雷达安装高度、平尾安装角、侧滑角中的一个或者多个参数，实现不同试验状态的调整。
进一步的，步骤S2中，机身尾部流场特性为风洞来流平行的纵向截面流场特性，测量范围为雷达罩至垂尾之间尾梁之上的空间位置。
进一步的，所述步骤S2中，机身尾部流场采用PIV系统测量，通过在风洞中布撒粒子，利用安装在风洞上壁照明激光器，以及布置在风洞侧面高速数字相机获得。
进一步的，步骤S2中，平垂尾的气动特性分别通过安装在平尾、垂尾内部的天平测量获得。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明的一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，为准确评估直升机加装雷达系统后对机身尾部及平垂尾气动干扰特性提供了试验手段，具备了在旋翼桨毂高速旋转的工况下，加装在旋翼桨毂上方的雷达罩处于静止的试验条件，根据加装雷达罩前后获得的机身尾部的流场以及平垂尾的气动性能，可准确评估雷达系统对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性，能够为加装雷达后直升机全机的布局优化提供试验依据。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是本发明的结构示意图。
图中标记：1-雷达罩，2-高度调节件，3-支撑杆，4-旋翼桨毂，5-轴承座，6-卡箍，7-台体。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
实施例
一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，如图1，包括步骤：
S1、设计加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态；
S2、在步骤S1加装雷达罩之前，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼或/和机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；
S3、对步骤S2中的旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；
S4、分析研究步骤S2、步骤S3获得的机身尾部及平垂尾附近的流场及气动力的变化特性，为加装雷达后全机的布局优化提供试验依据。
在本实施例中，作为试验数据对比分析，主要是在未装配雷达罩的基础上对旋翼模型进行相关数据的采集，再次采用相同的参数设定，采集装配了雷达罩的基础上的相应数据，在此设计中，作为特别的设计，在雷达罩的设计上，采用与旋翼桨毂转动相对独立的方式，以下将进行具体的结构设计描述，雷达罩的在旋翼桨毂转动时能够处于相对静止的状态，可准确评估雷达系统对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性。
在上述具体的结构设计基础上，作为更加具体的设计，在上述步骤S1中，旋翼轴采用中空结构，雷达罩1的下部固定装配有用于高度调节的高度调节件2，高度调节件2与支撑杆3固定连接，所述支撑杆3上部通过轴承座5固定装配于旋翼桨毂4上；所述支撑杆3下部通过旋翼轴中空部延伸后，并通过卡箍6固定于台体7，以实现雷达罩1与桨毂旋转运动的分离。在此设计中，旋翼轴、旋翼桨毂4作为旋翼的一部分，同时台体7为位于下方的变速箱。更加具体的，作为图示中，旋翼轴是延申至变速箱，利用驱动电机通过变数箱驱动旋翼桨毂4的转动，从而进行试验。
作为更加具体的设计，在上述具体结构的设计基础上，进一步的优化设计，所述雷达罩1通过螺栓固定装配于高度调节件2上，所述支撑杆3通过螺栓固定装配于支撑件上。在具体的结构设计上，可采用在高度调节件2上设置多个装配孔或者是在支撑杆3上设置多个装配孔，通过螺栓进行装配，在结构装配上，可以利用高度不同的装配孔的装配来实现高度调节。
进一步的设计，在具体的结构设计中，为了进一步的保证整个雷达罩1的相对静止效果，所述高度调节件2为中空结构，并套设于桨毂顶部，且与旋翼桨毂4之间存在间隙。
在上述具体的结构设计基础上，在操作方法的具体设计上，上述步骤S2中，试验采用的配平方式为在给定机身攻角、风速和旋翼转速下，通过操纵配平到所需要的旋翼垂直分力。
进一步的，步骤S3中，试验采用的配平方式与试验参数的变化与步骤S2相对应。
更进一步的设计，在步骤S2中，通过改变机身攻角、风速、雷达安装高度、平尾安装角、侧滑角等参数（利用所有的参数），从而实现不同试验状态的调整。
在上述具体的步骤中，更进一步的设计，步骤S2中，机身尾部流场特性为风洞来流平行的纵向截面流场特性，测量范围为雷达罩至垂尾之间尾梁之上的空间位置。在此设计中，与风洞来流平行的纵向截面流场特性作为机身尾部流场特性。
在上述具体的设计基础上，更加具体的，所述步骤S2中，机身尾部流场采用PIV系统测量，通过在风洞中布撒粒子，利用安装在风洞上壁照明激光器，以及布置在风洞侧面高速数字相机获得。
更进一步的，步骤S2中，平垂尾的气动特性分别通过安装在平尾、垂尾内部的天平测量获得。
综上所述，本发明的一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，为准确评估直升机加装雷达系统后对机身尾部及平垂尾气动干扰特性提供了试验手段，具备了在旋翼桨毂高速旋转的工况下，加装在旋翼桨毂上方的雷达罩处于静止的试验条件，根据加装雷达罩前后获得的机身尾部的流场以及平垂尾的气动性能，可准确评估雷达系统对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性，能够为加装雷达后直升机全机的布局优化提供试验依据。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：包括步骤：
S1、设计加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态；
S2、在步骤S1加装雷达罩之前，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼或/和机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；
S3、对步骤S2中的旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；
S4、分析研究步骤S2、步骤S3获得的机身尾部及平垂尾附近的流场及气动力的变化特性，为加装雷达后全机的布局优化提供试验依据。
2.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：在上述步骤S1中，旋翼轴采用中空结构，雷达罩的下部固定装配有用于高度调节的高度调节件，高度调节件与支撑杆固定连接，所述支撑杆上部通过轴承座固定装配于旋翼桨毂上；所述支撑杆下部通过旋翼轴中空部延伸后，并固定于台体，以实现雷达罩与桨毂旋转运动的分离。
3.如权利要求2所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：所述雷达罩通过螺栓固定装配于高度调节件上，所述支撑杆通过螺栓固定装配于支撑件上。
4.如权利要求2所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：所述高度调节件为中空结构，并套设于桨毂顶部，且与旋翼桨毂之间存在间隙。
5.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：上述步骤S2中，试验采用的配平方式为在给定机身攻角、风速和旋翼转速下，通过操纵配平到所需要的旋翼垂直分力。
6.如权利要求5所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：步骤S3中，试验采用的配平方式与试验参数的变化与步骤S2相对应。
7.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：在步骤S2中，通过改变机身攻角、风速、雷达安装高度、平尾安装角、侧滑角中的一个或者多个参数，实现不同试验状态的调整。
8.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：步骤S2中，机身尾部流场特性为风洞来流平行的纵向截面流场特性，测量范围为雷达罩至垂尾之间尾梁之上的空间位置。
9.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：所述步骤S2中，机身尾部流场采用PIV系统测量，通过在风洞中布撒粒子，利用安装在风洞上壁照明激光器，以及布置在风洞侧面高速数字相机获得。
10.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：步骤S2中，平垂尾的气动特性分别通过安装在平尾、垂尾内部的天平测量获得。
CN202310372082.1A 2023-04-10 2023-04-10 获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法 Active CN116124407B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310372082.1A CN116124407B (zh) 2023-04-10 2023-04-10 获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310372082.1A CN116124407B (zh) 2023-04-10 2023-04-10 获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116124407A true CN116124407A (zh) 2023-05-16
CN116124407B CN116124407B (zh) 2023-06-13

Family

ID=86299393

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310372082.1A Active CN116124407B (zh) 2023-04-10 2023-04-10 获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116124407B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116558766A (zh) * 2023-07-10 2023-08-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法

Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT8148024A0 (it) * 1980-03-28 1981-03-13 Textron Inc Perfezionamento nei rotori di codadi elicotteri
CN103810332A (zh) * 2014-01-27 2014-05-21 中国人民解放军空军航空大学军事仿真技术研究所 直升机舰面尾流影响仿真方法
RU2553423C1 (ru) * 2013-12-20 2015-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета в аэродинамической трубе
CN108750101A (zh) * 2018-06-28 2018-11-06 彩虹无人机科技有限公司 一种超机动高速复合无人旋翼飞行器、装配、拆装方法
CN109186922A (zh) * 2018-11-16 2019-01-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机共轴双旋翼桨毂模型的风洞试验方法
CN109533311A (zh) * 2018-11-16 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种高性能涵道风扇
CN210116639U (zh) * 2018-11-12 2020-02-28 南京航空航天大学 一种变构型多模态无人机
US20200223540A1 (en) * 2019-01-15 2020-07-16 Bell Textron Inc. Modal Tailboom Flight Control Systems for Compound Helicopters
CN111721493A (zh) * 2019-07-03 2020-09-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种具有独立尾桨装置的直升机组合模型风洞试验装置
GB202013109D0 (en) * 2020-08-21 2020-10-07 Hill Group Tech Limited Helicopter rotor hub arrangement
CN112541231A (zh) * 2020-12-25 2021-03-23 中国直升机设计研究所 一种直升机排气管整形扰流片设计方法
CN113252284A (zh) * 2021-07-02 2021-08-13 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法
CN113567083A (zh) * 2021-09-22 2021-10-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法
CN113670561A (zh) * 2021-10-21 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法
CN113753262A (zh) * 2021-11-09 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法
WO2022053527A1 (fr) * 2020-09-08 2022-03-17 Composite Industrie Radôme d'aéronef intégrant un systeme de protection parafoudre et aéronef comprenant un tel radôme
CN114771817A (zh) * 2022-04-29 2022-07-22 中国航空研究院 一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机
RU214067U1 (ru) * 2022-07-11 2022-10-11 Сергей Александрович Мосиенко Высокоскоростной сверхманевренный беспилотный вертолет
CN115655642A (zh) * 2022-12-09 2023-01-31 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法

Patent Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT8148024A0 (it) * 1980-03-28 1981-03-13 Textron Inc Perfezionamento nei rotori di codadi elicotteri
RU2553423C1 (ru) * 2013-12-20 2015-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета в аэродинамической трубе
CN103810332A (zh) * 2014-01-27 2014-05-21 中国人民解放军空军航空大学军事仿真技术研究所 直升机舰面尾流影响仿真方法
CN108750101A (zh) * 2018-06-28 2018-11-06 彩虹无人机科技有限公司 一种超机动高速复合无人旋翼飞行器、装配、拆装方法
CN210116639U (zh) * 2018-11-12 2020-02-28 南京航空航天大学 一种变构型多模态无人机
CN109186922A (zh) * 2018-11-16 2019-01-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机共轴双旋翼桨毂模型的风洞试验方法
CN109533311A (zh) * 2018-11-16 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种高性能涵道风扇
US20200223540A1 (en) * 2019-01-15 2020-07-16 Bell Textron Inc. Modal Tailboom Flight Control Systems for Compound Helicopters
CN111721493A (zh) * 2019-07-03 2020-09-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种具有独立尾桨装置的直升机组合模型风洞试验装置
GB202013109D0 (en) * 2020-08-21 2020-10-07 Hill Group Tech Limited Helicopter rotor hub arrangement
WO2022053527A1 (fr) * 2020-09-08 2022-03-17 Composite Industrie Radôme d'aéronef intégrant un systeme de protection parafoudre et aéronef comprenant un tel radôme
CN112541231A (zh) * 2020-12-25 2021-03-23 中国直升机设计研究所 一种直升机排气管整形扰流片设计方法
CN113252284A (zh) * 2021-07-02 2021-08-13 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法
CN113567083A (zh) * 2021-09-22 2021-10-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法
CN113670561A (zh) * 2021-10-21 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法
CN113753262A (zh) * 2021-11-09 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法
CN114771817A (zh) * 2022-04-29 2022-07-22 中国航空研究院 一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机
RU214067U1 (ru) * 2022-07-11 2022-10-11 Сергей Александрович Мосиенко Высокоскоростной сверхманевренный беспилотный вертолет
CN115655642A (zh) * 2022-12-09 2023-01-31 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
朱有然: "雷达尾涡对垂尾气动性能的影响", 中国优秀硕士学位论文全文数据库基础科学辑, no. 4, pages 004 - 40 *
梁勇;何龙;王畅;唐敏;: "共轴刚性旋翼桨毂阻力特性及流动机理", 南京航空航天大学学报, no. 02, pages 39 - 45 *
梁斌;陈志刚;: "某机载雷达天线罩结构设计", 电讯技术, no. 01, pages 107 - 111 *
王克军: "直升机载雷达总体结构设计", 火控雷达技术, no. 02, pages 48 - 51 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116558766A (zh) * 2023-07-10 2023-08-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法
CN116558766B (zh) * 2023-07-10 2023-09-01 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN116124407B (zh) 2023-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN116124407B (zh) 获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法
CN109977448B (zh) 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法
CN110261057A (zh) 一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统
CN111623951B (zh) 风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法
CN109502051B (zh) 无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统
Shukla et al. Low Reynolds number aerodynamics study on coaxial and quad-rotor
Leishman et al. Aerodynamic interactions between a rotor and a fuselage in forward flight
CN112380619B (zh) 一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法
Leng et al. Experimental analysis of propeller forces and moments at high angle of incidence
CN113753262B (zh) 一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法
CN108645591A (zh) 一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置
CN109813521B (zh) 一种植保无人机风场检测装置
Acree Jr et al. High-speed wind tunnel tests of a full-scale proprotor on the tiltrotor test rig
CN209209065U (zh) 无人机旋翼双向动平衡测试系统
CN209014244U (zh) 一种翼型动态实验的平均迎角调节机构
Bi et al. Experimental study of rotor/body aerodynamic interactions
CN109502050B (zh) 无人机旋翼整体静平衡及双向动平衡测试系统
CN209209064U (zh) 无人机旋翼整体静平衡及双向动平衡测试系统
Hu et al. The effects of dynamic-stall and parallel bvi on cycloidal rotor
CN116558766B (zh) 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法
CN118168760B (zh) 一种全尺寸尾桨气动性能试验评估方法
Misiorowski et al. Computational analysis and flow physics of a ducted rotor in edgewise flight
Hanker et al. Parameters affecting helicopter interactional aerodynamics in ground effect
Misiorowski et al. Computational Analysis of Isolated and Embedded Ducted Rotors in Edgewise Flight
CN216887271U (zh) 无人直升机旋翼模态测试工装

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant