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公开(公告)号：CN112414668A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011211238.0
申请日：2020-11-03
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。该方法包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。上述方法根据机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性有限元模型，多次迭代求解获得的机翼试验模型气动力差量，进而得到修正后的机翼试验模型气动力。
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公开(公告)号：CN109204883B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN201811383712.0
申请日：2018-11-20
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明涉及飞机制造及测试技术领域，具体公开了一种用于风洞试验的通气短舱，所述通气短舱包括短舱外罩，所述短舱外罩围设形成有通气流道，所述通气短舱还包括堵锥，所述堵锥包括同轴设置的固定部和移动部，所述固定部固定在所述通气流道内，所述移动部一端与所述固定部滑动连接，所述移动部的另一端能伸出所述通气流道的出气口，且所述另一端的外径沿远离所述固定部的方向逐渐收缩。本发明提供的通气短舱，能够实现风洞测试过程中通气短舱流量系数的连续调节，提高风洞试验的连续性，降低设计和测试成本。
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公开(公告)号：CN112214843B
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202011198079.5
申请日：2020-10-30
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F119/14
摘要： 本发明实施例公开了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法及装置，该方法包括：对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量在设定静载荷作用下的机翼变形量；根据风洞试验机翼模型结构，建立新型杂交元结构有限元模型；结合做动器、杠杆和钢索等静加载装置的有限元模型，进行模拟静加载试验仿真计算；由静加载试验测量的机翼变形量和模拟仿真计算的机翼变形量计算修正因子，以修正机翼有限元模型的刚度矩阵；上述基于新型杂交元技术的风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法建模精度高，计算量小，计算效率高，提高了有限元数值计算准度。
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公开(公告)号：CN112414668B
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202011211238.0
申请日：2020-11-03
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。该方法包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。上述方法根据机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性有限元模型，多次迭代求解获得的机翼试验模型气动力差量，进而得到修正后的机翼试验模型气动力。
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公开(公告)号：CN110441023B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910697031.X
申请日：2019-07-30
摘要： 本发明属于测量耙制造领域，具体涉及一种用于风洞试验的微型测量耙及其3D打印方法。所述测量耙包括：测量耙头部、测量耙主体、测量耙底座、热电偶走线槽和多根内部通气管；所述测量耙头部、测量耙主体和测量耙底座依次连接；多根所述内部通气管设置在所述测量耙头部内部并延伸至所述测量耙主体内部；所述热电偶走线槽从所述测量耙头部延伸至所述测量耙主体上。通过3D打印技术，可以提高测量耙的机械设计自由度，有效控制测量耙尺寸，缩短测量耙的制造时间；在同一测量耙上集成热电偶和测压管，可实现流场参数的集成化采集，减少测量耙数量，降低测量耙对流场干扰，在确保获取足够的流场信息前提下降低流道堵塞度。
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公开(公告)号：CN110441023A
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201910697031.X
申请日：2019-07-30
摘要： 本发明属于测量耙制造领域，具体涉及一种用于风洞试验的微型测量耙及其3D打印方法。所述测量耙包括：测量耙头部、测量耙主体、测量耙底座、热电偶走线槽和多根内部通气管；所述测量耙头部、测量耙主体和测量耙底座依次连接；多根所述内部通气管设置在所述测量耙头部内部并延伸至所述测量耙主体内部；所述热电偶走线槽从所述测量耙头部延伸至所述测量耙主体上。通过3D打印技术，可以提高测量耙的机械设计自由度，有效控制测量耙尺寸，缩短测量耙的制造时间；在同一测量耙上集成热电偶和测压管，可实现流场参数的集成化采集，减少测量耙数量，降低测量耙对流场干扰，在确保获取足够的流场信息前提下降低流道堵塞度。
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公开(公告)号：CN106885685A
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201710220490.X
申请日：2017-04-06
IPC分类号： G01M9/08
CPC分类号： G01M9/08
摘要： 本发明涉及一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，属于风洞测试技术领域，在该试验模型的上表面的流动转捩观测区内设有一容置凹槽，整个试验模型仅在所述容置凹槽填充有绝热层。本发明通过对试验模型采用局部绝热处理的方式，只在流动转捩观测区域设置用于容纳要喷涂的绝热漆的容置凹槽避免了风洞空气中的微小颗粒物对绝热漆面的破坏，此外，由于模型整体喷涂绝热漆，难以控制绝热漆厚度及均匀度，且也难以保证模型喷漆后的最终型面精度，本模型通过在观测区域设计容置凹槽容纳绝热漆，并在打磨绝热漆面过程中，可利用容置凹槽深度控制绝热漆层的厚度，便于保证观测区域的最终漆面达到模型的型面加工精度要求。
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公开(公告)号：CN116401907A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310182225.2
申请日：2023-02-20
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及存储介质，涉及航空风洞试验技术领域，用于减少计算过程中所占用的计算机内存，并提高数据转换效率。方法主要包括：基于三维非结构化流体网格，通过多进程对飞机风洞试验模型基于RANS方程并行流体力学数值模拟，得到飞机风洞试验模型表面的气动载荷数据；根据二维非结构化网格的表面气动网格点与几何非线性结构有限元模型中梁单元的映射关系以及载荷传输定理，将飞机风洞试验模型表面的气动载荷数据插值到几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上；根据飞机风洞试验模型变形量和所述气动力差值，得到修正后的飞机风洞试验模型气动力。
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公开(公告)号：CN112214843A
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202011198079.5
申请日：2020-10-30
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F119/14
摘要： 本发明实施例公开了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法及装置，该方法包括：对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量在设定静载荷作用下的机翼变形量；根据风洞试验机翼模型结构，建立新型杂交元结构有限元模型；结合做动器、杠杆和钢索等静加载装置的有限元模型，进行模拟静加载试验仿真计算；由静加载试验测量的机翼变形量和模拟仿真计算的机翼变形量计算修正因子，以修正机翼有限元模型的刚度矩阵；上述基于新型杂交元技术的风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法建模精度高，计算量小，计算效率高，提高了有限元数值计算准度。
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公开(公告)号：CN106885685B
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201710220490.X
申请日：2017-04-06
IPC分类号： G01M9/08
摘要： 本发明涉及一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，属于风洞测试技术领域，在该试验模型的上表面的流动转捩观测区内设有一容置凹槽，整个试验模型仅在所述容置凹槽填充有绝热层。本发明通过对试验模型采用局部绝热处理的方式，只在流动转捩观测区域设置用于容纳要喷涂的绝热漆的容置凹槽避免了风洞空气中的微小颗粒物对绝热漆面的破坏，此外，由于模型整体喷涂绝热漆，难以控制绝热漆厚度及均匀度，且也难以保证模型喷漆后的最终型面精度，本模型通过在观测区域设计容置凹槽容纳绝热漆，并在打磨绝热漆面过程中，可利用容置凹槽深度控制绝热漆层的厚度，便于保证观测区域的最终漆面达到模型的型面加工精度要求。
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