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公开(公告)号：CN107741313B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN201711232467.9
申请日：2017-11-29
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明涉及到高马赫数试验设备，涉及一种低扰动宽马赫数风洞层流双喷管，包括上游高马赫数喷管、高速整流段和下游带边界层抽吸的低马赫数喷管。其中，高速整流段含消音隔板、吸声段、蜂窝器和阻尼网等装置。宽马赫数运行时，上游喷管和高速整流段共用，通过更换下游喷管实现运行马赫数与喷管尺寸的匹配。所述结构存在三个收缩喉道位置(声速截面)，上游喷管喉道为限流截面，下游喷管的喉道面积至少要大于上游喷管，同时该面积比决定了总的流动损失。本发明的技术方案仅需对风洞的喷管做局部改造，可用于常规下吹式、引射式或吹‑引式风洞，也可用于脉冲式风洞，且由于上游高马赫数喷管固定，可采用统一的稳定段或管体尺寸，结构简单、便于操作。
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公开(公告)号：CN118886218A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411012425.4
申请日：2024-07-26
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/18 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种伪多步冰形生成方法，属于航空飞行器结冰仿真技术领域。解决了现有技术中传统的冰形生成方法所模拟冰形存在较大误差的问题；本发明将壁面或冰形的边界法矢和结冰厚度插值到冰形生长起始的壁面网格节点以确定冰形外推距离，得到所有边界网格节点的新坐标；设定冰形外推条件进行冰形外推，得到当前时间步的冰形；采用夹角光顺法进行光顺处理，得到光顺后的冰形及其边界网格节点；采用等分间距法进行网格节点均布处理，得到插值后的新坐标，整合得到处理后的冰形；在处理后的冰形基础之上进行下一个时间步的结冰计算，重复上述操作，直到给定的总结冰时间为止。本发明有效提升了结冰数值模拟精度，可以应用于飞行器结冰模拟。
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公开(公告)号：CN118882998A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411376641.7
申请日：2024-09-30
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种结冰风洞变总距角旋翼试验装置，属于结冰风洞试验技术领域，本发明为了解决结冰风洞试验时容易结冰导致变距角调节机构出现卡滞的问题。包括旋翼主轴和变距推杆，变距推杆与旋翼主轴的上部轴向滑动配合，且变距推杆与旋翼主轴的上部周向限位配合，桨毂设置在旋翼主轴的顶端，若干桨叶的根部与桨毂转动配合，变距推杆的顶端套接有变距盒，变距盒位于桨毂内，变距盒的外周滑动设置有若干变距滑套，曲柄包括中部的圆板体，圆板体的一侧端面上偏心设置有摇杆，若干曲柄的另一侧与若干桨叶的根本一一对应插接，若干曲柄的摇杆与若干变距滑套一一对应铰接，内置的变总距机构与气流隔离，可避免变总距机构卡滞或造成动平衡问题影响试验效果。
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公开(公告)号：CN118882991A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410989713.9
申请日：2024-07-23
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种用于风洞试验的敏捷测控机器人系统，属于用于风洞试验的机器人控制技术领域。为解决风洞试验测控系统的设备共用性差的问题，本发明包括中控模块、控制模块、测量模块、数据管理模块、智能巡检模块、故障诊断与预测模块；所述中控模块分别连接控制模块、测量模块、数据管理模块、智能巡检模块、故障诊断与预测模块；所述测量模块连接数据管理模块，所述智能巡检模块连接数据管理模块，所述故障诊断与预测模块连接数据管理模块。本发明具有试验控制系统集成能力、测试系统快速补充能力、智能巡检、故障诊断与预测功能。
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公开(公告)号：CN118839432A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411282561.5
申请日：2024-09-13
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G01M9/08 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 一种飞机热刚度相似的高温复合材料缩比模型设计方法，属于飞行器物理相似缩比模型设计领域。其包括S1，设计原机的热刚度评估基准模型；S2，根据热刚度比例尺，形成缩比模型的刚热度设计目标；S3，根据相似准则，得到热刚度相似的粗缩比模型；S4.进行复合材料高温模量设计；S5，进行缩比模型内部尺寸设计；S6，验证判断S5得到的缩比模型内部尺寸是否满足热刚度相似、结构可靠性以及风洞试验功能，若不满足，重复S4‑S5，若满足，则进行最终的缩比模型详细设计。解决在高温风洞试验条件下，难以构建出飞机在高超声速飞行条件下热刚度等效缩比模型，从而无法获取气动热效应对飞行器气动性能影响的问题，可广泛应用于热静气弹风洞试验缩比模型设计中。
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公开(公告)号：CN118654856A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202411094504.4
申请日：2024-08-10
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 一种模拟飞行环境测试发动机内流特性的试验装置与方法，属于风洞试验技术领域，本发明为了解决飞机发动机飞行马赫数与高空环境缺少同步模拟装置的问题。装置包括真空气罐，外涵流道依次通过流量调节阀和外涵截止阀与真空气罐的上部气口相连，负压舱依次通过节流阀、流量测量计和次流截止阀与真空气罐的下部气口相连，发动机全尺寸试验件置于负压舱内，发动机全尺寸试验件设有内部流道，内部流道通过试验件引气口与外涵流道连通，外涵流道上设有总静压测量计，负压舱上设有舱压测量计，本发明实现了飞行马赫数与高空环境的同步模拟试验方式，获取的试验数据可直接支撑真实发动机部件的设计与定型，试验方法切实可行，获取的数据准确可靠。
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公开(公告)号：CN118583431A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202411060513.1
申请日：2024-08-05
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种适用于混合层流垂尾风洞试验的吸气控制系统模型，属于飞行器风洞试验模型设计技术领域。本发明解决了现有的混合层流控制系统的吸气系统设计了较少的吸气腔室，导致控制范围有限，精度降低，效果减弱的问题。本发明的吸气系统设在垂尾中段的迎风面，吸气系统的集气腔底板与垂尾中段的机翼蒙皮之间连接有多片腔室隔板，集气腔底板的尾端通过集气腔侧板与机翼蒙皮连接，机翼蒙皮、腔室隔板、集气腔底板和集气腔侧板连接后之间形成独立吸气腔、限流孔控制吸气腔和集气腔。本发明的一种适用于混合层流垂尾风洞试验的吸气控制系统模型设计了多增压腔构型，在垂尾中段设计吸气系统，提高吸气系统整体的控制范围、精度和吸气效果。
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公开(公告)号：CN118193960B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410607852.0
申请日：2024-05-16
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 本发明公开了一种基于模态分解和小波变换的脉冲风洞数据处理方法，属于脉冲风洞测力试验技术领域。解决了现有技术中传统的脉冲风洞数据处理方法滤除天平测力信号中的干扰信号和振动信号效果不佳的问题；本发明在脉冲风洞测力试验中采集天平测力信号，对天平测力信号进行预处理；采用变分模态分解信号处理方法分解预处理后试验中流场稳定阶段的天平测力信号，滤除高频子信号，选取低频子信号作为待处理信号；采用经验模态分解信号处理方法分解低频子信号，滤除包含振动频率和干扰信号的子信号并进行重构，得到重构后的子信号进行小波阈值降噪，得到有效的气动力信号。本发明有效提升了气动力信号数据的准确性，可以应用于脉冲风洞数据处理。
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公开(公告)号：CN118500684A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410946980.8
申请日：2024-07-16
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 双发进气道试验中流动不对称现象排查装置及排查方法，属于风洞试验技术领域。为解决双发进气道试验中流动不对称现象的快速排查，本发明风洞中设置气流均匀的来流流场，粒子发生器安装在来流流场前方，左右对称进气道模型安装在风洞中，左右对称进气道模型上设置有进气道流路，进气道流路后部设置有流量计；风洞的洞壁光学玻璃外安装有脉冲激光器、双帧相机，同步器分别连接脉冲激光器、双帧相机、计算机；在左右对称进气道模型的模型进气道入口的左右进气道对称线两边设置有2个对称剖面，双帧相机对2个对称剖面进行粒子图像采集。本发明可应用于低速至高超声速等不同流速范围的进气道试验，实施简单，容易实现，诊断成本低，适用性广。
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