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公开(公告)号：CN118758552A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411253463.9
申请日：2024-09-09
摘要： 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法包括安装翼型模型；安装尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算风洞来流静压；计算翼型模型尾流静压；计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；计算高速风洞翼型模型阻力系数。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，使用尾流耙测量翼型模型尾流总压与静压，通过基于3σ原则的选点法则剔除了误差较大的静压测点，建立了高速风洞翼型模型阻力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型阻力系数测量的准确性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN117818871A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202410239218.6
申请日：2024-03-04
摘要： 本发明公开了一种被动式混合层流短舱应用方法，涉及大型飞机层流短舱应用领域，飞机在飞行过程中，基于吸气壁板外部压力高、内部压力低产生的压差，促使吸气壁板附近空气进入舱体内部的吸气管道内；吸气管道将从吸气壁板进入的空气输运至舱体后端；随着内部管道中气体的累积，当其压力逐渐大于舱体后端排气孔的压力时，吸气管道内的空气经排气孔排出短舱外。本发明提供一种被动式混合层流短舱应用方法，本方案设计的装置无需压气机、泵等装置，其进气方式只需要依靠内外自然压差实现。这使得其在取得相同效果的同时，大大简化了整个系统的重量。
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公开(公告)号：CN117272870B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311535427.7
申请日：2023-11-17
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种基于自适应重叠网格的动态编队飞行数值仿真方法，涉及飞行器的编队飞行气动特性评估领域，包括：在动态编队飞行数值仿真过程中，通过调整网格自适应加密参数中的最大网格尺度Lmax、最小网格尺度Lmin、加密控制因子k，以限制参与计算的网格尺寸，实现重叠网格的自适应。本发明提供一种基于自适应重叠网格的动态编队飞行数值仿真方法，其通过调整网格自适应加密参数来限制网格尺寸，进而控制在动态编队飞行数值仿真中计算精度和计算效率。
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公开(公告)号：CN117272870A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311535427.7
申请日：2023-11-17
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种基于自适应重叠网格的动态编队飞行数值仿真方法，涉及飞行器的编队飞行气动特性评估领域，包括：在动态编队飞行数值仿真过程中，通过调整网格自适应加密参数中的最大网格尺度Lmax、最小网格尺度Lmin、加密控制因子k，以限制参与计算的网格尺寸，实现重叠网格的自适应。本发明提供一种基于自适应重叠网格的动态编队飞行数值仿真方法，其通过调整网格自适应加密参数来限制网格尺寸，进而控制在动态编队飞行数值仿真中计算精度和计算效率。
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公开(公告)号：CN116429711A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310031825.9
申请日：2023-01-10
申请人： 西南科技大学 , 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
摘要： 本发明公开了一种LLM‑105炸药检测试剂、检测试纸的制备方法及定量检测方法，所述检测试剂包括显色剂，所述显色剂包括浓度为10‑1000uMAPTES的DSMO溶液。本发明中LLM‑105炸药中的氧原子和显色剂3‑氨丙基三乙氧基硅烷(APTES)中的氮原子可以与氢原子形成氢键使溶液从黄色变为红色。本发明的检测试剂成本廉，并能够实现现场快速检测，在环境监测、刑事诊断、反恐等领域具有良好的应用前景。
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公开(公告)号：CN112949216B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110146679.5
申请日：2021-02-03
IPC分类号： G06F30/28 , G01M9/06 , G06F119/10
摘要： 本发明公开了一种基于混合性能函数的在线寻峰数据处理方法。该数据处理方法首先设计近似函数近似拟合相关参数函数和目标性能函数，并对各相关参数函数进行加权组合构建混合性能函数以近似拟合目标性能函数；而后采用时变卡尔曼滤波器对各近似函数估计其梯度矢量和海塞矩阵，并采用最小二乘法确定构建混合性能函数的最优加权权重；最后根据估计得到的各近似函数梯度矢量和海塞矩阵以及最优加权权重，快速近似求解目标性能函数的峰值坐标。该数据处理方法能够实现实时鲁棒的在线过程优化，确定目标性能函数峰值位置，可以广泛应用于包括但不限于航空航天、汽车工业、加工制造等工业领域。
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公开(公告)号：CN116296236A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310456171.4
申请日：2023-04-25
摘要： 本发明公开了一种飞行器翼尖涡流测量方法及测量装置，目的在于解决目前翼尖涡流特性分析主要采用数值模拟和风洞试验方法，数值模拟对前处理规模和计算资源的要求极高，通常无法做到全范围模拟，而风洞试验成本极高，而且试验结果为长机对僚机影响的间接量，无法分析长机的翼尖涡流特性，对于不同的飞行速度或不同的飞行器构型的通用性较低的问题。该测量装置包括测试耙单元、位移单元、连接支撑板，所述位移单元与连接支撑板相连，所述测试耙单元与位移单元相连。本发明通过全新的测试装置及测试方法，能够实现长机翼尖涡流的准确、快速测试，提高飞行器翼尖涡流测试效率和准确性，为翼尖涡流影响评估提供有力手段。
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公开(公告)号：CN107051364B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN201710114619.9
申请日：2017-02-28
摘要： 本发明公开了一种撞靶式超声速气流加速低热固相反应装置，该装置包括气流输送单元、固体物料颗粒输送单元、反应器，反应器包括超声速喷管、混合加速室、靶头，在超声速喷管内部同轴方向贯穿设置轴向进料管，轴向进料管的入口端连接料斗和送粉器，轴向进料管的出口端延伸至混合加速室。本发明通过控制超声速气流中低热固相化学反应过程，并定量测量相关参数，解决了有关固相合成过程中瞬态中间相的捕捉和确定、瞬态中间相的演化步骤、各步骤速率的确定等问题，具有重要的应用价值。
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公开(公告)号：CN113029498B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202110315917.0
申请日：2021-03-24
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本申请公开了一种风洞迎角机构，属于风洞迎角调整领域，目的在于解决传统的模型迎角机构采用的是弧形弯刀支板和模型一起运动的方式，其存在迎角机构惯性大、驱动力大的问题，该风洞迎角机构包括风洞支架段固定座、弧形弯刀支板、支杆、中部支架、圆弧导轨副、驱动装置、第三丝杠、第三支撑单元、丝杠螺母、第四连接组件，所述中部支架朝向弧形弯刀支板的一侧呈凵字型。采用本申请进行模型迎角调整时，弧形弯刀支板不动，使得驱动力大幅降低，有利于降低试验能耗，具有显著的进步意义。本申请进行相应模型迎角范围的调整时，对弧形弯刀直板的尺寸要求更小，对于促进相应领域的发展，具有重要的进步意义。
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公开(公告)号：CN115204758A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202211125434.5
申请日：2022-09-16
摘要： 本发明属于飞机编队飞行技术领域，公开了一种编队飞行总体燃油消耗收益评估方法。本发明的编队飞行总体燃油消耗收益评估方法首先针对双机编队进行升力系数配平，然后基于配平升力系数计算诱导阻力极曲线和总阻力极曲线，之后结合编队中飞机的飞行参数将总体飞行任务分解为子任务，依据牛顿运动定律评估子任务效能，最后根据Breguet方程，评估总任务燃油消耗收益。本发明的编队飞行总体燃油消耗收益评估方法有机连接了编队飞行诱导阻力计算和全局燃油消耗收益评估，且保真度高、计算资源消耗少，能为编队飞行总体效能评估提供直接依据。
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