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公开(公告)号：CN118424642A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410467068.4
申请日：2024-04-18
摘要： 本发明公开了一种大长细比压心靠后构型风洞测力试验的设计方法，利用已有应变天平，保证天平所受到的俯仰力矩不超设计量程，并尽量减小了支撑系统对模型外形的破坏，采用模型腹部（或背部）支撑的方式，将应变天平外置于支撑系统中，并使天平的校心处在升、阻力合力的延长线上，将天平测量的气动载荷进行坐标系转换，获得所需要的模型轴系气动载荷；本发明中由于应变天平外置，支撑点对模型气动外形破坏较小，将应变天平的校心置于模型升、阻力合力的延长线上，使得天平所受到的力矩较小，解决了天平俯仰力矩超设计量程的问题。
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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：CN111695264A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010545227.X
申请日：2020-06-16
摘要： 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。
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公开(公告)号：CN108910019B
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201810730177.5
申请日：2018-07-05
摘要： 本发明公开一种采用热双金属微锯齿结构的空气流动控制系统。所述系统包括：基座、热双金属微锯齿条、电热板和控制器，所述电热板内嵌在所述基座上，所述热双金属微锯齿条紧贴所述电热板的上方，所述控制器与所述电热板连接，所述控制器用于控制所述电热板的温度、热流和加热时间，空气在所述热双金属微锯齿条的上方流动。采用本发明的系统能够改变边界层的流动，实现流动的主动控制。
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公开(公告)号：CN110726526A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201911130939.9
申请日：2019-11-19
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明公开了一种用于高速风洞的反射微波吸收装置。该反射微波吸收装置为沿高速风洞来流方向，顺气流安装在高速风洞的风洞喉道的后方，分别位于试验段前段、试验模型前方的前反射微波吸收板阵列，和位于试验段后段、试验模型后方的后反射微波吸收板阵列；前、后反射微波吸收板阵列均为平板阵列。反射微波吸收板采用薄平板，使得前、后反射微波吸收板阵列在风洞试验段的堵塞度很低，不影响高速风洞流场；前、后反射微波吸收板阵列配合的方式大大降低了反射微波向上、下游的传播，反射微波吸收板表面的阵列排列的吸波角锥还进一步降低了反射微波的强度，最终减轻或避免了反射微波对风洞设备和现场工作人员的损伤，提高了风洞试验的安全性。
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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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公开(公告)号：CN116754176A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311055221.4
申请日：2023-08-22
IPC分类号： G01M9/08 , G06F30/28 , G01M9/00 , G01L11/00 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。该压力在线精确估计方法包括建立气源压力与采样时间的线性模型；通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。该压力在线精确估计方法算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
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公开(公告)号：CN115452313A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211417445.0
申请日：2022-11-14
摘要： 本发明公开了一种声爆试验探针角度敏感性快速标定方法，其中探针测压孔中心与机构旋转中心不重合，先测得两个中心之间的距离，然后得到探针在不同角度阶梯下的压力测值，并得到压力系数，再根据探针的旋转角度，计算得到探针测压孔中心的实际空间位置，然后根据实际空间位置，试验得到探针在0°下的压力系数，最后根据压力系数差值得到单纯由探针角度变化引起的无量纲化压力系数。本发明的有益效果：一是不需要设计专用装置，可以基于当前试验条件实施；二是通用性更好，对于测压孔位于不同空间位置的探针，可以基于同一套装置完成角度敏感性检测。
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公开(公告)号：CN115235726B
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202211169420.3
申请日：2022-09-26
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种风洞试验模型支撑装置。试验模型通过尾部支杆和迎角机构连接耳片安装在迎角机构上，试验模型与腹部支杆之间通过旋转铰链轴连接，能够相对转动，腹部支杆通过腹部支杆底座安装在迎角机构基座上；旋转铰链轴的轴线与迎角机构旋心重合，通过迎角机构在竖直平面内的旋转改变试验模型的迎角，通过迎角机构基座在水平面内的旋转改变试验模型的侧滑角。该风洞试验模型支撑装置为全模测压试验、部件测压试验、部件测力试验和部件颤振试验等项目提供了一种新型试验模型支撑方案，提高了整个支撑系统的结构强度，解决了试验模型的抖动问题，增强了试验模型迎角范围调整的便捷性，拓展了试验模型迎角的运行包线。
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公开(公告)号：CN113761667B
公开(公告)日：2022-04-26
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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