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公开(公告)号：CN109033548B
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201810720695.9
申请日：2018-07-03
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种基于实验数据计算槽壁边界条件中主要系数的拟合方法，目的在于解决缺少准确计算跨声速风洞槽壁边界条件系数的现状。本方法利用剔除坏点的槽壁近壁区域压力系数、气流偏角沿流向分布的试验数据，基于非线性函数进行拟合，求解超定方程组的最小二乘解，获得槽壁边界条件中的主要系数量值。本发明需要对原始数据进行坏点剔除，然后对压力系数扣除空风洞的基准数据以消除由于开槽导致的局部波动，基于压力系数‑气流偏角的非线性关联建立超定方程组，最后利用系数矩阵的伪逆获得超定方程组的最小二乘解，得到槽壁边界条件中气流偏角梯度项、一次项和二次项的系数量值。本发明能提高槽壁边界条件的准确性，指导槽壁气动设计和修正工作。
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公开(公告)号：CN109033548A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810720695.9
申请日：2018-07-03
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种基于实验数据计算槽壁边界条件中主要系数的拟合方法，目的在于解决缺少准确计算跨声速风洞槽壁边界条件系数的现状。本方法利用剔除坏点的槽壁近壁区域压力系数、气流偏角沿流向分布的试验数据，基于非线性函数进行拟合，求解超定方程组的最小二乘解，获得槽壁边界条件中的主要系数量值。本发明需要对原始数据进行坏点剔除，然后对压力系数扣除空风洞的基准数据以消除由于开槽导致的局部波动，基于压力系数‑气流偏角的非线性关联建立超定方程组，最后利用系数矩阵的伪逆获得超定方程组的最小二乘解，得到槽壁边界条件中气流偏角梯度项、一次项和二次项的系数量值。本发明能提高槽壁边界条件的准确性，指导槽壁气动设计和修正工作。
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公开(公告)号：CN118817232A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411289369.9
申请日：2024-09-14
摘要： 本发明公开了一种大振幅旋转运动获取飞行器动导数的试验方法，涉及航空技术领域中风洞试验技术领域，包括：在模型上通过布置加速度计构建加速度阵列；通过标定获取加速度阵列输出与惯性力的映射关系；基于加速度阵列和应变天平计算扣除惯性力影响的动态气动力；基于加速度阵列，通过积分获取模型速度信息的交流量；除速度为零的角度附近外，基于运动过程中每个角度对应正向运动行程的点速度和动态气动力矩分量，以及负向运动行程的点速度和动态气动力矩分量计算得到俯仰动导数。本发明提供一种大振幅旋转运动获取飞行器动导数的试验方法，既可以适用于线性条件下获取动导数，也可以获取非线性条件下的动导数。
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公开(公告)号：CN117589417B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202410065151.9
申请日：2024-01-17
摘要： 本发明公开了一种风洞大载荷自由摇滚试验装置及应用方法，涉及风洞试验领域，包括内部中空的支杆，通过前端轴承组、后端轴承组安装在支杆内部的芯轴，安装在芯轴前端的铜套，设置在风洞内的支架；所述支杆通过外侧的锥面安装在所述支架上，所述锥面前、后端设置有螺纹，以及设置有对所述支杆进行紧固、顶出的拉紧环、顶出环，还包括：与支杆后端连接的离合器支座，其内设置有用于固定电磁离合器定子的法兰面Ⅰ；与离合器支座后端连接的编码器支座，其内设置有安装光电编码器的法兰面Ⅱ。本发明提供一种风洞大载荷自由摇滚试验装置及应用方法，具有结构形式紧凑，外形干扰小，承载能力强的效果，可用以开展飞行器的风洞大载荷自由摇滚风洞试验。
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公开(公告)号：CN116499689A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310733587.6
申请日：2023-06-20
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明公开了一种尺度效应试验用便于拆装的大尺度风洞横梁支撑装置，属于风洞试验技术领域，包括左风洞壁、右风洞壁和横梁，左风洞壁内设有轴向移动的安装母座，左风洞壁与安装母座之间设有平移驱动组件，安装母座内设有旋转的从动轴，从动轴的右端与横梁的左端可拆卸连接，右风洞壁内设有安装窗，安装窗内设有旋转的主动轴，主动轴与旋转驱动组件连接，主动轴的左端与横梁的右端可拆卸连接。本发明的有益效果：区别于整体式制造横梁，本横梁加工便捷，配合可轴向平移的支撑构件，安装拆卸方便。
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公开(公告)号：CN115326344B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202211259107.9
申请日：2022-10-14
摘要： 本发明公开了一种重力驱使的风洞喷流试验等效模拟装置及其应用方法，涉及风洞试验领域，包括：试验模型，其重心上设置有相配合的第一连接组件；固定台面，其上设置有第二连接组件；其中，所述第一连接组件的自由端穿过固定台面与第二连接组件转动连接，所述第一连接组件在固定台面与第二连接组件之间穿设有相配合的偏心式配重组件；所述固定台面、第二连接组件之间设置有与配重组件相配合的至少一个电磁离合器，各电磁离合器被配置为与对应的控制器通信连接。本发明提供一种重力驱使的风洞喷流试验等效模拟装置及其应用方法，其结构简单，易于实施，可操作性强，适应性好。
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公开(公告)号：CN115326350A
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202211258435.7
申请日：2022-10-14
摘要： 本发明公开了一种电机驱使的风洞喷流试验等效模拟装置及其应用方法，涉及风洞试验领域，包括：试验模型，其重心上设置有相配合的第一连接组件；固定台面，其上设置有第二连接组件；其中，所述第二连接组件上设置相配合的电机，所述电机的动力输出轴穿过第二连接组件，并朝向固定台面所在的位置；所述第一连接组件的自由端穿过固定台面，并在空间上与动力输出轴相对应；所述固定台面、第二连接组件之间设置有与第一连接组件自由端相配合的电磁离合器；所述电磁离合器、电机均被配置为与对应的控制器通信连接。本发明提供一种电机驱使的风洞喷流试验等效模拟装置及其应用方法，其结构简单，易于实施，可操作性强，适应性好。
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公开(公告)号：CN112268676B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202011100008.7
申请日：2020-10-15
摘要： 本发明公开了一种超声速风洞模型俯仰运动保护装置。该俯仰运动保护装置包括横向支撑，横向支撑的主体为管状支撑杆，管状支撑杆穿过飞行器模型的质心，将飞行器模型支撑在风洞试验段的中心轴线上；在风洞试验段外，横向支撑左侧伸出的管状支撑杆上顺序安装有运动轴承、机械限位机构以及抗冲击锥面锁紧机构，横向支撑右侧伸出的管状支撑杆上顺序安装有运动轴承、机械限位机构以及紧急强制回零机构。该俯仰运动保护装置能够为超声速风洞仿真试验的飞行器模型提供由弱至强的三级保护，具有结构可靠、控制方便的优点，具备较高的抵抗高能量冲击和强制回零等功能，能够拓展到在亚声速、跨声速风洞的两侧支撑模型系统中使用。
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公开(公告)号：CN113252288B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202110812876.6
申请日：2021-07-19
摘要： 本发明公开了一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。该风洞试验方法包括以下步骤：步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；步骤五：改变试验参数，执行新的风洞试验。该风洞试验方法是一种创新性的风洞试验方法，能够为飞行控制性能评估验证提供基于真实飞行物理模拟环境的高效可靠、低成本和可重复的风洞试验，提升和拓展现有风洞试验能力，对飞行器飞行控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
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公开(公告)号：CN113252287B
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202110812865.8
申请日：2021-07-19
摘要： 本发明公开了一种加速度复合控制风洞半实物仿真试验方法。该试验方法包括以下步骤：步骤一：风洞半实物仿真试验准备；步骤二：试验模型俯仰自由度释放；步骤三：加速度复合控制飞行控制律执行；步骤四：单次风洞半实物仿真试验结束；步骤五：设定新的试验状态，执行新的风洞试验。该试验方法在现有数字建模仿真、半实物仿真和飞行试验三种方法基础上，基于大型风洞真实飞行物理模拟环境，利用大型风洞飞行器全尺寸模拟、高效准确和低成本可重复模拟的优势，针对飞行器俯仰机动过程，建立仿真试验方法，有效弥补现有数字建模仿真、半实物仿真和飞行试验方法的不足，对飞行器控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
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