-
公开(公告)号：CN112697388A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202110027790.2
申请日：2021-01-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法。该方法包括a.选取模型特征线；b.图像预处理；c.识别特征线；d.求解模型特征线迎角；e.求解模型迎角。该方法简便、容易实施、结果准确，测量过程不会对模型流场产生额外干扰，对模型加工也无特殊要求，在风洞中无需增加额外设备，还可用于风洞往期试验数据的修正，并能推广应用至其他带有纹影设备的高速风洞模型迎角测量。
-
公开(公告)号：CN110646161B
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN201911061546.7
申请日：2019-11-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法。本发明的用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法在试验模型表面喷涂车用普通漆，使模型表面可以形成较高的反射率和折射率，表面红外发射率达到0.9，耐高温冲击和腐蚀，且加工难度小、便于清洁，易于形成清晰的干涉条纹图像。本发明的用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法能够满足各类航空航天飞行器试验模型在高温、强冲击风洞试验环境下的表面摩擦应力油膜干涉测量的需求。
-
公开(公告)号：CN111346528A
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN202010352730.3
申请日：2020-04-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种变比热比冷喷流混合气体的制备方法。该制备方法包括以下步骤：a.根据需要模拟的真实发动机喷流比热比，计算干燥空气的分压力，计算元气体的分压力；清除混合气体储罐中的残留气体；向混合气体储罐充入干燥空气；向混合气体储罐充入元气体；开展飞行器冷喷流干扰风洞实验。其中，元气体为六氟化硫气体、四氟化碳气体或氩气中的一种。本发明的变比热比冷喷流混合气体的制备方法可以制备出适用于飞行器喷流干扰风洞实验的发动机喷流比热比1.2左右的混合气体，可推广应用于制备其它变比热比混合气体。
-
公开(公告)号：CN111175017A
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN202010173336.3
申请日：2020-03-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞试验测量的盒式表面摩擦阻力天平。该天平的天平主体为盒式一体结构，天平上板和天平下板为上下对称的水平放置的矩形平板，天平上板和天平下板之间固定有竖直方向的测量梁，测量梁分为四组，每组三片，四组测量梁对称分布在矩形平板的四个角上；隔热板安装在天平上板的上表面上；下隔热罩为下底封闭的矩形框Ⅰ，从下至上罩住天平主体，下隔热罩和天平主体之间具有周向缝隙Ⅰ；上连接罩为上底封闭的矩形框Ⅱ，从上至下罩住下隔热罩，上连接罩和下隔热罩之间具有周向缝隙Ⅱ。天平主体通过上、下定位端安装在测量位置处。该天平抗干扰能力强，保护效果好，量程范围0.2N～5N，最小分辨率0.001N，具有成本低、性能高、操作容易的优点。
-
公开(公告)号：CN104697705B
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201510122432.4
申请日：2015-03-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种油膜干涉表面摩擦应力测量方法，其具体包括以下的步骤：步骤一、在t1时刻和t2时刻之间，获取油膜粘性系数 随时间的变化关系，并测量得到t1时刻和t2时刻的油膜厚度；步骤二、设定初始摩擦应力 ，并根据步骤一得到的油膜粘性系数 随时间的变化关系，t1时刻的油膜厚度，数值计算薄油膜方程，并采用显式时间步推进到t2时刻，从而计算得到t2时刻的油膜厚度；步骤三、比较计算得到的t2时刻的油膜厚度与测量得到的t2时刻的油膜厚度，并根据比较结果对摩擦应力 进行修正，重新从t1时刻开始显式时间步推进到t2时刻，当计算所得的油膜厚度与测量得到的油膜厚度一致时循环结束，此时的 即为求解的摩擦应力 。通过上述方法得到油膜干涉表面摩擦应力。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115077853B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202211009338.4
申请日：2022-08-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于风洞实验测试装置技术领域，公开了一种用于风洞喷流实验的六分量天平及其应用方式。该六分量天平整体为管式结构，前段为与模型发动机喷管固定连接的喷管连接法兰，中段为测量段，后段为与供气管路固定连接的供气管路连接法兰，六分量天平的中心轴线上开有通孔，通孔为喷流介质气体的供气管路；测量段设置有阻力元应变腔，阻力元应变腔内设置有阻力应变梁。应用方式包括中置阻力元应变腔六分量天平和前置阻力元应变腔六分量天平。该六分量天平采用阻力元应变腔来解决喷流供气管路传力和模型阻力难以测量的难题，校准方法和过程比较简单，天平尺寸小、通用性强，可以广泛应用于飞行器风洞喷流实验。
-
公开(公告)号：CN111175016B
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN202010173279.9
申请日：2020-03-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种基于盒式摩擦阻力天平的表面摩擦阻力风洞测量方法。该方法使用专用的盒式摩擦阻力天平。该方法的步骤如下：加工并校准盒式摩擦阻力天平，将盒式摩擦阻力天平的阻力计算公式输入风洞数据采集系统，设计加工试验模型，在风洞内安装试验模型，在风洞内安装盒式摩擦阻力天平，将测量件固定在盒式摩擦阻力天平的上连接罩上，调整模型前盖板、测量件、模型后盖板之间的窄缝的宽度，将天平线连接至风洞数据采集系统，调整试验模型姿态开展风洞试验。该方法专用的盒式摩擦阻力天平具有较好的温度应对能力，具有过载保护和隔热保护功能。该方法成本低、效益好、操作容易，尤其适用于高速及高超声速风洞中飞行器表面摩擦阻力的精确测量。
-
公开(公告)号：CN111695264A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010545227.X
申请日：2020-06-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于音爆传播计算的多波系同步推进波形参数方法。该方法基于音爆射线管追踪和Thomas的波形参数模型，采用内外双循环流程进行传播计算，具体步骤为：a.初始化；b.射线管单步跟踪(外循环起始)；c.计算射线管单步推进中波形传播预期步长参数T(内循环起始)；d.步长参数T符合性检验及其更新、各区间长度因子F1,i和F2,i的递进计算；e.多波系同步推进的波形参数传播计算；f.判断波形传播是否达到射线管末端(内循环终止判断)；g.判断射线管是否达到终止位置(外循环终止判断)。该方法可以在一个时间步内完成多道激波生成或者激波融合，提高了计算效率和计算稳定性。
-
公开(公告)号：CN111175016A
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN202010173279.9
申请日：2020-03-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种基于盒式摩擦阻力天平的表面摩擦阻力风洞测量方法。该方法使用专用的盒式摩擦阻力天平。该方法的步骤如下：加工并校准盒式摩擦阻力天平，将盒式摩擦阻力天平的阻力计算公式输入风洞数据采集系统，设计加工试验模型，在风洞内安装试验模型，在风洞内安装盒式摩擦阻力天平，将测量件固定在盒式摩擦阻力天平的上连接罩上，调整模型前盖板、测量件、模型后盖板之间的窄缝的宽度，将天平线连接至风洞数据采集系统，调整试验模型姿态开展风洞试验。该方法专用的盒式摩擦阻力天平具有较好的温度应对能力，具有过载保护和隔热保护功能。该方法成本低、效益好、操作容易，尤其适用于高速及高超声速风洞中飞行器表面摩擦阻力的精确测量。
-
公开(公告)号：CN110646161A
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201911061546.7
申请日：2019-11-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法。本发明的用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法在试验模型表面喷涂车用普通漆，使模型表面可以形成较高的反射率和折射率，表面红外发射率达到0.9，耐高温冲击和腐蚀，且加工难度小、便于清洁，易于形成清晰的干涉条纹图像。本发明的用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法能够满足各类航空航天飞行器试验模型在高温、强冲击风洞试验环境下的表面摩擦应力油膜干涉测量的需求。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
38
records
(took 0.074 seconds)
