邵天双
- 作品数：10 被引量：3H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：理学航空宇航科学技术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
- 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
- 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
- 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
- 季节性结冰试验台
- 本发明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，电机安装在整...
- 邵天双张国友魏然
- 文献传递
- 季节性结冰试验台
- 本发明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，电机安装在整...
- 邵天双张国友魏然
- 文献传递
- 风洞闭口试验段消声装置
- 本发明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为曲...
- 邵天双陈宝张国友姜涛李元首周国成
- 文献传递
- 声衬试验段环境下航空声学定位试验技术研究被引量：3
- 2015年
- 针对在风洞闭口试验段对C919、MA700等民机进行航空声学定位试验的需求,首先采用声衬试验段、波束形成麦克风相位阵列算法、对角移除反卷积方法和声压级积分方法等措施,解决闭口试验段存在的背景噪声较高、气流对麦克风测量干扰问题,然后采用MA60飞机模型进行了验证性风洞试验。风洞试验结果表明,声衬试验段有利于在闭口试验段内安装传声器相位阵列、传声器线阵等测量设备,同时背景噪声较常规闭口试验段显著降低,降噪量达5~10dB;MA60飞机模型航空声学定位试验结果量级合理、规律正确,主要声源集中在襟翼位置。这表明,在FL-9风洞闭口试验段建立了航空声学试验环境和噪声源定位试验技术,可以承担机体气动噪声定位、降噪技术验证等民机型号研制急需的航空声学试验。
- 陈宝李周复谭啸李元首邵天双张雪姜涛
- 关键词：航空声学风洞试验波束形成
