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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
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 112229596 A
(43)申请公布日 2021.01.15
(21)申请号 202010965155.4
(22)申请日 2020.09.15
(71)申请人 中国空气动力研究与发展中心低速
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