邵天双
- 作品数：15 被引量：5H指数：1
- 供职机构：中国航空工业空气动力研究院更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学交通运输工程自动化与计算机技术更多>>
- FL-52风洞Ф1.5 m直径共轴刚性旋翼试验台研制被引量：1
- 2023年
- 为满足国内高速共轴对转旋翼气动特性及流动机理风洞试验研究的需要,在中国航空工业空气动力研究院FL-52声学风洞开展了Ф1.5 m直径共轴刚性旋翼试验台的研制(简称共轴旋翼试验台)。该共轴旋翼试验台由试验台架系统和旋翼测控系统组成,通过一台高功率密度交流变频电机驱动上下旋翼同步反转,可实现旋翼主轴倾角、旋翼转速、旋翼总距及周期变距等同步精准控制功能。通过共轴旋翼试验台地面模态测试及动平衡调整,排除了试验台转速频率与固有频率的共振关联性;利用该共轴旋翼试验台开展1.5 m直径旋翼风洞试验。结果表明:在悬停和前飞状态下,配平策略合理,悬停状态上旋翼效率大于下旋翼,扭矩配平状态下,上旋翼拉力在总拉力中的占比变化不大。
- 杨征邵天双刘向楠王玉琢刘实刘兴旺
- 关键词：刚性旋翼动力学特性风洞试验
- 风洞闭口试验段消声装置
- 本实用新型的目的是提供一种风洞闭口试验段消声装置，包括收缩段、消声段、扩散段、收缩段内表面、消声段内表面、消音棉、扩散段内表面，扩散段的右端与消声段的左端连接，消声段的右端与收缩段的左端连接，收缩段内表面和扩散段内表面均...
- 邵天双陈宝张国友姜涛李元首周国成
- 文献传递
- 旋翼桨-涡干扰噪声特性风洞试验研究
- 2023年
- 在中国航空工业空气动力研究院FL–10风洞中开展了旋翼桨–涡干扰噪声传播特性试验,对BO–105主旋翼40%缩比模型中等前飞速度爬升、平飞、斜下降状态的气动噪声进行了测量。首先采用Heyson洞壁干扰修正方法确定风洞试验时的旋翼下滑角,通过气流内测量阵列移动获得了桨盘平面下方完整的噪声辐射场,然后对不同飞行状态下的桨–涡干扰噪声传播特性进行了分析,得到了典型状态的声压–时间历程、频谱和声压级云图。结果表明:旋翼斜下降飞行状态出现了明显的桨–涡干扰噪声,干扰较强时桨叶前行侧和后行侧都会产生桨–涡干扰噪声,且其传播具有明显的方向性,即前行侧指向桨盘上游和桨盘下方,后行侧指向桨盘下游。
- 刘向楠刘少腾周国成邵天双陈宝
- 关键词：风洞试验气动噪声旋翼
- FL-10风洞旋翼/机身/尾桨模型干扰试验台研制
- 2025年
- 为满足我国先进旋翼气动特性风洞试验研究的需要,基于中国航空工业空气动力研究院8 m×6 m大型低速风洞(FL-10)研制了旋翼/机身/尾桨模型干扰试验台。该旋翼试验台采用动力电机外置和长轴传动的构型,由特制400 kW高功率密度交流变频电机驱动,可实现旋翼转速、总距及周期变距、主轴倾角、侧滑角等实时精准调整,具有驱动功率大、阻塞度、电磁干扰及振动小等特点。该试验台可开展直径4 m量级单旋翼模型桨尖马赫数相似气动性能及气动噪声试验,利用该旋翼试验台开展的BO-105模型风洞试验。结果表明,悬停5°总距时拉力系数重复性精度为0.48%,功率系数重复性精度为0.38%,且随着总距增大,重复性精度逐渐增大;前飞时拉力系数配平精度为0.24%,总体性能优良。
- 邵天双刘向楠刘兴旺刘兴旺刘实杨征
- 关键词：旋翼试验台风洞试验
- 闭口风洞声学试验用噪声源定位阵列
- 本实用新型公开一种闭口风洞声学试验用噪声源定位阵列，包括主框架、多个传声器安装座、多个传声器和面板，主框架的平面向风洞试验段壁内侧凹陷，凹陷部位覆盖张紧的纤维布从而形成面板，传声器安装座固定安装在面板上，传声器固定安装在...
- 姜涛邵天双陈宝李元首张雪
- 文献传递
- 季节性结冰试验台
- 本实用新型的目的是提供一种季节性结冰试验台，包括收集段、动力段、扩散段、稳定段、防护网、支撑片、整流罩、轮毂、桨叶、电机、止旋片、防分离网、蜂窝器和喷雾装置，收集段内安装有一层防护网，收集段通过法兰与动力段连接，电机安装...
- 邵天双张国友魏然
- 文献传递
- 旋翼风洞试验洞壁干扰参数影响及敏感性分析
- 2025年
- 在旋翼风洞试验中,模型旋翼产生的下洗流在风洞洞壁的约束下会产生强烈的洞壁干扰。引起洞壁干扰的参数众多,为了探究各试验参数对洞壁干扰的影响,首先建立基于Heyson方法的洞壁干扰分析方法,并在中国航空工业空气动力研究院FL-10风洞的开、闭口试验段开展了验证试验,验证了方法的有效性;然后基于该方法分析了各试验参数对洞壁干扰的影响;最后基于Sobol算法计算了洞壁干扰量对各试验参数的灵敏度,揭示了其敏感程度。结果表明:桨毂中心越靠近风洞中心,洞壁干扰相对越小;开、闭口试验段的旋翼洞壁干扰影响相反,且开口段的洞壁干扰影响大于闭口段;前进比、拉力系数、旋翼模型尺寸为洞壁干扰的主要影响参数,其中前进比起主要作用,其总灵敏度达0.894,拉力系数和旋翼模型尺寸的总灵敏度系数分别为0.144和0.155,为次要影响参数。研究结果为揭示旋翼洞壁干扰影响机理提供了参考。
- 刘向楠邵天双刘少腾
- 关键词：旋翼风洞试验洞壁干扰灵敏度
- 大型旋翼试验台旋翼转速与姿态控制方法
- 2023年
- 针对直升机旋翼风洞试验台旋翼运动控制的需求,采用高性能变频器以及独立式位置控制器完成系统硬件搭建,并基于LabWindows/CVI开发平台设计旋翼系统控制软件,软件实现转速高精度控制以及旋翼操纵装置中电动缸的运动控制。利用4m直径旋翼模型在FL-10风洞开展了试验验证。实际应用表明,该系统响应速度快,运行效率高,额定转速下控制精度达0.03%、总距控制精度达0.1°,满足直升机旋翼气动力风洞试验对控制精度的需求。
- 杜延丽邵天双刘兴旺刘兴旺刘向楠
- 关键词：直升机LABWINDOWS/CVI风洞试验运动控制
- 共轴刚性旋翼气动特性试验与分析被引量：1
- 2024年
- 共轴刚性旋翼直升机是高速直升机的主要发展方向之一,为了深入了解前进比及升力偏置对共轴刚性旋翼气动特性的影响,在航空工业气动院FL-52风洞开展了共轴刚性旋翼气动特性风洞试验,通过合理的操纵与配平策略,实现了共轴刚性旋翼配平,并对悬停、多种前飞状态下气动特性及升力偏置对旋翼操纵特性及性能的影响机理进行了研究。结果表明,试验取得了比较好的配平效果,桨毂力矩、合扭矩及升力偏置配平误差分别优于±2 N·m、±0.5 N·m、±0.01;悬停状态扭矩配平与非配平状态下,上旋翼效率都大于下旋翼,差动总距效率随联动总距的增大而增大;前飞状态升力偏置可有效提升大前进比时旋翼气动效率而小前进比时则并不明显,升力偏置的增大会使上下旋翼的桨毂滚转力矩大幅增加。
- 刘向楠邵天双刘实刘少腾陈宝
- 关键词：风洞试验气动特性
- 1.5 m直径共轴刚性旋翼模型控制系统设计
- 2025年
- 旋翼试验台作为旋翼风洞试验的关键设备,其设计指标与控制精度直接决定了旋翼风洞试验的测试精度与效果,有针对性地设计共轴刚性旋翼试验台结构与控制系统是探索特定参数对高速直升机气动特性影响的关键。开展1.5 m直径共轴刚性旋翼试验台研制,设计基于矢量闭环变频调速与电控伺服技术的1.5 m量级共轴旋翼模型控制系统,完成系统硬件集成与基于LabWindows/CVI环境的软件功能开发;该系统在FL-52开口风洞中进行悬停和前飞状态试验验证。结果表明:该系统具备良好的动态响应速度与控制精度,高转速状态下能够保持良好的控制稳定性;额定转速下控制精度达0.03%,上旋翼变距精度达±0.2°、下旋翼变距精度达±0.1°,可以满足共轴刚性旋翼风洞试验对控制系统的性能要求。
- 刘实邵天双刘向楠
- 关键词：转速控制系统LABWINDOWS/CVI风洞试验
