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公开(公告)号：CN112556970B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202011514322.X
申请日：2020-12-21
IPC分类号： G01M9/02
摘要： 本发明公开了一种变截面形状高速风洞试验段的过渡型面解算方法。该过渡型面解算方法分别采用三次曲线、双三次曲线、五次曲线设计过渡型面；通过计算机数值模拟，分别得到三次曲线、双三次曲线和五次曲线的过渡型面的长方形截面试验段入口的速度分布云图，评估试验段流场是否满足高速风洞试验要求，排除不符合要求的曲线，保留符合要求的曲线；将符合要求的曲线进行加工工艺评估，确定三次曲线为过渡型面的型线。该过渡型面解算方法适用于改造现有高速风洞，拓展现有高速风洞的试验领域，具有较强的适应性和较高的应用价值。
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公开(公告)号：CN109269436B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201710579945.7
申请日：2017-07-17
摘要： 本发明涉及航空航天风洞试验领域。本发明针对现有技术存在的问题，提供一种检测方法及装置。采用该方法无论超声速风洞二元挠性壁喷管侧壁处于合拢时的工作状态，还是处于打开时的检修状态，均能够实现喷管型面的快速检测，大大缩短了喷管型面检测准备时间，有效地提高了喷管型面检测效率，保证喷管型面测量结果的可靠性。所述基准坐标系建立是在激光跟踪仪架设在喷管出口下游的独立平台上测量喷管上固定的点、线为前提；通过XOY面、XOZ面以及根据喷管出口法兰面构建的平面为交点作为基准坐标系原点，通过该原点建立基准坐标系；并且上下壁板侧边沿空间坐标的测量方式为靶球同时紧贴喷管侧壁以及上下壁板沿轴向移动测量。
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公开(公告)号：CN109269436A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201710579945.7
申请日：2017-07-17
摘要： 本发明涉及航空航天风洞试验领域。本发明针对现有技术存在的问题，提供一种检测方法及装置。采用该方法无论超声速风洞二元挠性壁喷管侧壁处于合拢时的工作状态，还是处于打开时的检修状态，均能够实现喷管型面的快速检测，大大缩短了喷管型面检测准备时间，有效地提高了喷管型面检测效率，保证喷管型面测量结果的可靠性。所述基准坐标系建立是在激光跟踪仪架设在喷管出口下游的独立平台上测量喷管上固定的点、线为前提；通过XOY面、XOZ面以及根据喷管出口法兰面构建的平面为交点作为基准坐标系原点，通过该原点建立基准坐标系；并且上下壁板侧边沿空间坐标的测量方式为靶球同时紧贴喷管侧壁以及上下壁板沿轴向移动测量。
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公开(公告)号：CN106644361B
公开(公告)日：2018-12-28
申请号：CN201610866381.0
申请日：2016-09-30
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种测量跨声速风洞试验段空间流场对称性的简易方法，利用锥柱体模型具有刚度大、测压稳定、可承载高马赫数试验的特点，使用直接头和转接头安装于风洞迎角机构，进行若干组空间对称迎角的阶梯测压试验，通过测压数据分析局部空间流场对称性。在进行数据处理时，本发明对在空间对称迎角状态下，锥柱体模型外侧(或内侧)测压面的测压数据进行处理，换算成马赫数和压力恢复系数，进行差量处理，以便通过该差量评价试验段局部空间流场对称性质量。采用本发明能够有效减少启动车次的次数，降低试验成本，便于对试验段局部空间流场对称性进行快速检测和分析。
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公开(公告)号：CN102435413A
公开(公告)日：2012-05-02
申请号：CN201110280673.3
申请日：2011-09-21
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明为一种确定风洞试验模型测压点对应关系的方法，涉及一种航空航天工业风洞试验方法。目的是解决现有风洞测压试验过程费时费力且操作繁琐的问题。首先在采集处理系统中产生一个测点配置表，记录测压点的记录号、部件名称及编号、剖面名称及编号、坐标及测压设备的测量通道的模块号、管嘴号等信息；所有的管路无号连接完成后，按顺序对模型测压点逐点施加恒定压力，采集处理系统扫描采集所有测压点，并将检测到唯一接近给定压力值的测量通道信息，如：模块号、管嘴号等记录到相应的测点配置表中；所有测压点加压完成后，采集处理系统自动形成完整的测点配置表。本方法定位准确全面，且智能化水平高，整个操作自动完成，省时省力效率高。
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公开(公告)号：CN112816173A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202110416845.9
申请日：2021-04-19
摘要： 为解决现有的侧滑角试验装置难以开展变侧滑角试验的技术问题，本发明实施例提供一种骨架型部件及侧滑角试验装置，所述骨架型部件包括：对称设置的第一支板和第二支板；所述第一支板上设有第一泄流孔；所述第二支板上设有第二泄流孔；所述第一泄流孔与第二泄流孔相对设置，以减少侧滑角试验时第一支板和第二支板外侧的气流壅塞；所述侧滑角试验装置包括所述骨架型部件；本发明实施例通过对称设置的第一支板和第二支板实现了纵横两个方向的支撑强度和刚度，通过设置泄流孔减少了侧滑角试验时第一支板和第二支板外侧的迎风面积，减弱了对流场的壅塞效应。
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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：CN106644361A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610866381.0
申请日：2016-09-30
IPC分类号： G01M9/06
CPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种测量跨声速风洞试验段空间流场对称性的简易方法，利用锥柱体模型具有刚度大、测压稳定、可承载高马赫数试验的特点，使用直接头和转接头安装于风洞迎角机构，进行若干组空间对称迎角的阶梯测压试验，通过测压数据分析局部空间流场对称性。在进行数据处理时，本发明对在空间对称迎角状态下，锥柱体模型外侧(或内侧)测压面的测压数据进行处理，换算成马赫数和压力恢复系数，进行差量处理，以便通过该差量评价试验段局部空间流场对称性质量。采用本发明能够有效减少启动车次的次数，降低试验成本，便于对试验段局部空间流场对称性进行快速检测和分析。
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公开(公告)号：CN105865741A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610169788.8
申请日：2016-03-23
IPC分类号： G01M9/02
CPC分类号： G01M9/02
摘要： 本发明公开了一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，目的在于解决采用现有方法进行横向气流偏角测量时，存在试验车次较多、成本较高、状态复杂等的问题。本发明的主要思路如下：利用模型机翼作为侧向力的作用面，其载荷大，侧向力的测量精准度高，同时避免了支撑机构对来流的扰动。在进行数据处理时，本发明将天平轴系力（矩）矢量转换到模型体轴系或气流坐标系；转换后，对基本纵向升力?攻角曲线在模型正、反转后侧向力处插值，获得正、反装对应的横向角度。本发明在准确、可靠的基础上，能尽快获得横向气流偏角指标，以利于流场均匀性衡量和横向气流偏角对试验结果的影响分析，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN117760681A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410194980.7
申请日：2024-02-22
摘要： 本发明公开了一种适用于大型超声速风洞的组合式声爆试验装置及方法。该试验装置包括风洞，还包括位于风洞内的并行测量装置、单点测量装置和声爆试验模型装置。该试验方法包括如下不同形式的试验方式：单独使用单点测量装置按照模型移动法开展声爆试验；单独使用单点测量装置按照装置移动法开展声爆试验；单独使用并行测量装置开展声爆试验；以并行测量装置为主兼单点测量装置为辅开展声爆试验；同时使用单点测量装置和并行测量装置开展声爆试验。本发明的有益效果：实现了单点测量装置和并行测量装置兼容，既可以根据试验需求选择最合适的装置开展试验，也可以两套装置各自独立工作获取更多的试验数据，还可以采取“一为主一为辅”的方式。
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