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公开(公告)号：CN118501820A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410978030.3
申请日：2024-07-22
摘要： 本发明公开了一种对抗距离欺骗式干扰的分布式MIMO雷达资源调度方法，所述分布式MIMO雷达资源调度方法包括如下步骤：S1：基于雷达资源约束条件，构建基于目标鉴别的天线调度与功率分配模型，也即是TD‑ASPA优化模型；S2：基于FSOC算法的求解机制完成相应TD‑ASPA优化模型求解；S3：基于步骤S2的求解结果，完成分布式MIMO雷达的资源调度。本发明分布式MIMO雷达资源调度方法基于分布式MIMO雷达系统，针对欺骗式干扰下的多目标跟踪问题，设计了关于天线选择与功率分配的资源调度算法，提高了雷达抗干扰性能。
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公开(公告)号：CN117147090A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311416061.1
申请日：2023-10-30
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明公开了一种声爆试验测压轨位置及姿态调整装置及方法，目的在于解决在大型超声速风洞开展声爆试验时，试验模型与测压轨相对空间位置不匹配、不准确，导致声爆测量结果准确性及可靠性较差的问题。该调整装置包括模型基准平台、测压轨基准平台；所述模型基准平台包括第一弧形连接部、第一水平连接部、第一竖向连接部，所述第一弧形连接部上设置有第一圆弧形凹槽，所述第一弧形连接部、第一竖向连接部、第一水平连接部相连为一体。本发明提供的方法能够应用于超声速风洞中，利用本申请的装置和方法能够实现测压轨和试验模型相对位置的良好匹配，获得准确性和可靠性较高的声爆信号测量结果，对于提升测试结果的准确性，具有重要的意义。
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公开(公告)号：CN113761667A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202111125590.7
申请日：2021-09-26
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种用于超声速客机的空重估算方法。该空重估算方法依据部件或者装置的关键特征相似性选择重量的统计模型，采用Raymer战斗机重量估算体系公式来计算超声速客机机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；采用Raymer运输机重量估算体系公式来计算超声速客机机身、起落架、飞控系统、APU安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；引入技术进步权重因子，获得部件或者装置以及各分系统的估计重量。该方法高效快速，能够较为精确的估算超声速客机的机体结构重量和推进系统重量。
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公开(公告)号：CN112345199A
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN202011182088.5
申请日：2020-10-29
摘要： 本发明公开了一种暂冲式高速风洞迎角传感器振动影响修正方法，该方法通过在迎角传感器轴线方向上加装两个三轴加速度传感器，计算得到不同方向、不同振动模态下迎角传感器处离心加速度的大小，进而可实现迎角传感器因振动引起的角度测量误差的修正，该方法不需要事先估算有效振动半径，可同时补偿多个振动模态引起的角度偏差，具有较高的角度补偿精度和实用性。
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公开(公告)号：CN110044540A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910471783.4
申请日：2019-05-31
摘要： 本申请公开了一种风洞测压试验中模型表面测压孔的加压器及其应用，其能实现对于测压管路的快速检测，缩短检测时间50~70%以上，大幅提升检测效率。本申请的发明目的之一在于，提供一种全新的加压器，其能实现对风洞测压试验中模型表面测压孔的快速检测；本申请的发明目的之二在于，提供该加压器在表面测压孔检测中的应用，其能将标准测试压力准确的、便捷的注入模型表面的测压孔中，方便对每个测压点的全部连接气路进行快速的检查。本申请构思巧妙，设计合理，有效突破了传统测压管路压力检测方法，简化了管路找寻操作，大幅提升工作效率；同时，采用本申请，基于单次检测，即可完成对测压孔到模型内腔所有连接管路的测定，进一步缩短检测流程。
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公开(公告)号：CN117147090B
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311416061.1
申请日：2023-10-30
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明公开了一种声爆试验测压轨位置及姿态调整装置及方法，目的在于解决在大型超声速风洞开展声爆试验时，试验模型与测压轨相对空间位置不匹配、不准确，导致声爆测量结果准确性及可靠性较差的问题。该调整装置包括模型基准平台、测压轨基准平台；所述模型基准平台包括第一弧形连接部、第一水平连接部、第一竖向连接部，所述第一弧形连接部上设置有第一圆弧形凹槽，所述第一弧形连接部、第一竖向连接部、第一水平连接部相连为一体。本发明提供的方法能够应用于超声速风洞中，利用本申请的装置和方法能够实现测压轨和试验模型相对位置的良好匹配，获得准确性和可靠性较高的声爆信号测量结果，对于提升测试结果的准确性，具有(56)对比文件钱战森 等.超声速飞行器声爆预测技术研究现状与发展建议.气动研究与试验.2023,第1卷(第04期),第64-74页.Morris, O.A.;Miller, D.S..Sonic-boomwind-tunnel testing techniques at highMach numbers.JOURNAL OF AIRCRAFT.1972,第9卷(第9期),第664-7页.刘中臣;钱战森;冷岩;高亮杰.声爆近场空间压力风洞测量技术.航空学报.(第04期),第114-126页.
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公开(公告)号：CN116577066A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310684746.8
申请日：2023-06-12
摘要： 本发明公开了一种暂冲式高速风洞连续变迎角测压试验数据采集方法，连续变迎角测压试验数据采集系统由一台程控同步触发器、一台支持外部触发且采样率最少可达到200Hz的VXI/PXI数据采集系统、一台或多台支持外部触发且采样率最少可达到100Hz测压系统、以及VXI/PXI数据采集系统上位机和测压系统上位机组成；采用多路同步硬件触发设备，实现多台套、多种类型采集系统精准同步采集，有效解决了传统网络命令方式下多采集系统启动不同步，各采集系统软件设置采样率不精准的问题。
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公开(公告)号：CN113029508A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110311702.1
申请日：2021-03-24
发明人： 谢艳 , 赵莉 , 蒋鸿 , 魏志 , 尹刚 , 杨振华 , 刘刚 , 王武 , 王瑞波 , 张悦 , 陈星豪 , 乔至远 , 石宇 , 韩俐羽 , 王梦晗 , 覃源远 , 曹宇晴 , 罗章
摘要： 本发明公开了一种用于风洞模型底部压力测量的微型组合式压力传感器，包括芯体基座和连接在芯体基座两侧的盖板，连接为一体后的结构为六面形柱体；所述芯体基座上沿着长度方向设置有若干个温度传感器，相互两个温度传感器之间设置有一个压力传感器，沿着芯体基座的高度方向、压力传感器一侧是参考压力端，另一侧是测试压力端；本发明通过在电路中外接温度补偿电阻，以及利用与压力传感器芯片紧邻的温度传感器芯片所测得的各压力传感器芯片的实时温度，对压力传感器测值进行精细化数字温度补偿修正这两种温度补偿方式，降低了风洞试验过程中环境温度变化对压力测量精准度的影响，满足了风洞试验模型底部压力测量的快速精准需求，进而提升了风洞试验的运行效率和数据质量。
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公开(公告)号：CN116989973A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310684809.X
申请日：2023-06-12
摘要： 本发明公开了一种暂冲式高速风洞连续变迎角测压试验数据处理方法，通过此数据处理方法后，可将大容量的分散的、不同步的多个采集系统采集的连续试验数据精准同步起来，准确描述出试验过程中多个采集系统采集的全部变量之间的相互关系；将连续试验数据的离散处理，并按照阶梯测压原始数据的保存格式保存，缩小连续测压试验数据的数据量，而且可以将对连续变迎角测压数据的后续处理分析归一化到阶梯测压处理的流程中，即简化了对连续变迎角测压数据处理的难度，同时也方便了连续变迎角测压和阶梯测压的比较分析。
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公开(公告)号：CN116839859A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310432118.0
申请日：2023-04-21
摘要： 本发明公开了一种风洞测压试验数据实时监测和离线修正方法，目的是为了解决测压试验过程中，压力采集系统运行状况无法监测、数据真值未知无法比对、试验数据质量难以判定等一系列问题，本发明在不增加系统外设的前提下，充分发掘压力采集系统现有设备潜能，实现测压数据的实时动态监测，并为数据的离线分析与修正提供了依据。通过类推比较法，实现了对压力采集系统运行状态的实时监控，降低了设备故障等可能带来的试验车次报废、数据失效等风险；本发明系统改动少，操作灵活便捷，方法经济实用，同步采集的设定恒定压力和实测恒定压力的差值，为试验数据的后期离线修正提供了依据，提高了数据精准度。
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