-
公开(公告)号：CN118246364A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410348686.7
申请日：2024-03-26
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/18 , G06F113/14 , G06F119/02
摘要： 本发明属于飞行器大气数据系统技术领域，尤其涉及一种基于静压映射的大气数据系统冗余设计方法，包括：在待研究飞行器上选定轴对称分布的选定点A点及A’点；基于选定点A点及A’点，通过静压映射得到空速管静压测点B点及B’点，进而确定空速管的安装位置并安装；将安装了空速管的待研究飞行器进行风洞试验，获取空速管总压和静压；在待研究飞行器安装风标，进行风洞试验，获取局部流向角；基于预先建立的解算函数对应关系，得到空速、飞行迎角和飞行侧滑角。本发明降低了系统设备的复杂程度，可在更高的飞行速度上使用，提高了全系统的安全性；本发明的设计思路对于很多大气数据系统设计，均有较好的借鉴意义。
-
公开(公告)号：CN115892470B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310025770.0
申请日：2023-01-09
IPC分类号： B64D1/02
摘要： 本申请公开了一种内置式设备分离安全防护系统。该系统包括进气装置、射流供给装置、矢量控制装置以及支撑装置，进气装置用于引进所述内置式设备舱前缘边界层高能气流，以及收集所述内置式设备舱前缘边界层高能气流的气体，射流供给装置用于提供气流，矢量控制装置用于矢量调节喷射气流，从而可以实现降低内置式设备分离过程的气动载荷强度，适用于多种类型的飞行器，并可以不受使用时间以及适用范围的限制。
-
公开(公告)号：CN115575074B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211575688.7
申请日：2022-12-09
摘要： 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装通气模型；安装测压耙；连接压力测量设备；进行高速风洞试验；计算来流静压；计算内流道出口马赫数；计算高速风洞通气模型内阻测量不确定度。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法，能够提供可靠的内阻测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
-
公开(公告)号：CN115575074A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211575688.7
申请日：2022-12-09
摘要： 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装通气模型；安装测压耙；连接压力测量设备；进行高速风洞试验；计算来流静压；计算内流道出口马赫数；计算高速风洞通气模型内阻测量不确定度。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法，能够提供可靠的内阻测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
-
公开(公告)号：CN112798217B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202110305666.8
申请日：2021-03-23
摘要： 本发明公开了一种用于连续变侧滑角风洞试验的随动补偿机构，属于空气动力学风洞试验技术领域，该随动补偿机构包括左活动组件、右活动组件；所述左活动组件包括用于与风洞固定连接的第一直线导轨、与第一直线导轨相配合的第一滑块、用于与风洞固定连接的第二直线导轨、与第二直线导轨相配合的第二滑块、左活动板、左滑动滑块、左拨叉轴，所述第一直线导轨、第二直线导轨相互平行设置，所述第一滑块设置在第一直线导轨上且第一滑块能沿第一直线导轨相对滑动，所述第二滑块设置在第二直线导轨上。本发明能实时地随动补偿模型支撑机构作横向直线运动，或绕风洞固定中心点作旋转运动时，风洞局部出现的结构空缺。
-
公开(公告)号：CN112560191A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202110020781.0
申请日：2021-01-08
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法。该分析方法通过推力计算系统计算飞机的可用推力；通过阻力计算系统计算飞机的实际阻力；通过数值仿真或带动力模型试验，获取螺旋桨滑流影响量，分别对飞机推力、阻力进行滑流影响修正；通过修正后的推力、阻力并结合飞机重量等参数计算飞机飞行性能；通过典型涡桨动力飞机飞行参数辨识结果，修正推力、阻力计算系统；通过实际飞行性能与基于风洞试验或CFD数据的性能计算结果的关联性分析，改进优化涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法的可靠性。该分析方法是基于多手段融合、全面考虑滑流对飞机气动力和螺旋桨效率影响修正、适用于不同涡桨布局飞机的通用性能分析方法。
-
公开(公告)号：CN112504613A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202110146301.5
申请日：2021-02-03
摘要： 本申请公开了一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质，涉及风洞试验领域，并联飞行器级间分离试验方法包括：生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构；发送启动信号至所述风洞；计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；若是，则计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构；当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数，能够可靠地获取目标参数。
-
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。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
86 条记录 (耗时 0.048 秒)
