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公开(公告)号：CN118817233A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411289370.1
申请日：2024-09-14
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种获取洗流时差导数的试验方法，属于航空技术领域中风洞试验技术领域，通过加速度阵列（由加速度计组成的阵列）得到扣除惯性力影响的高精度动态气动力，并通过积分获取模型速度和角速度信息的交流量。本发明公开了一种获取洗流时差导数的试验方法，该试验通过改进气动力和姿态相关测量方法，以获取高精准度洗流时差导数。
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公开(公告)号：CN118817223A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411289376.9
申请日：2024-09-14
摘要： 本发明公开了一种用于风洞试验的俯仰滚转两自由度运动装置，涉及航空技术领域中风洞试验技术领域，包括在空间上构建半围合状态的支撑组件，还包括：横梁；通过尾支撑、应变天平、芯轴设置在横梁中心处的模型；滚转调节组件；俯仰调节组件；其中，所述横梁中部设置有一体的支撑座Ⅱ，所述支撑座Ⅱ上设置有可供芯轴穿设的支撑孔，且支撑孔的轴线垂直于横梁的轴线方向；所述芯轴在滚转调节组件的后方位置处，设置有能沿芯轴的轴线方向滑动的配平尾翼。本发明提供一种用于风洞试验的俯仰滚转两自由度运动装置，采用横梁作为主要的俯仰运动组件，转动惯量小，同样的模型可使用更低的驱动功率，有利于降低电磁辐射，间接有利于提高数据信噪比。
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公开(公告)号：CN106976548B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN201710308408.9
申请日：2017-05-04
IPC分类号： B64C1/32
摘要： 本发明公开了一种可预置断裂角度的断裂板，在所述断裂板的单面或双面设置有削弱槽，所述断裂板在削弱槽处弯折断裂前，所述削弱槽的两个相对的槽壁互相接触，所述槽壁互相接触后，断裂板由削弱槽处断裂。本发明的断裂板在断裂前利用削弱槽两个相对的槽壁互相接触，使断裂板薄弱部主要载荷从弯矩变成拉力，最终使断裂板薄弱部拉断，而断裂板薄弱部拉断的过程相比原有断裂板的断裂过程更接近于整个断裂板沿薄弱截面同时断裂，断裂过程中对剪力的承载力变化比原有断裂板小，有利于减小断裂角度的分散性，从而使断裂板能够更易实现特定的断裂角度。
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公开(公告)号：CN106918435B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN201710263739.5
申请日：2017-04-21
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明公开了一种集成冲击气缸装置，包括气缸主体，在所述气缸主体内部设置有主气缸腔体以及蓄能腔，在所述主气缸腔体内设置有主气缸活塞，所述蓄能腔与主气缸活塞背面的主气缸腔体连通，在所述气缸主体上设置有能够用于阻挡主气缸活塞运动的阻挡机构。本发明通过将现有结构中主气缸、蓄能罐和辅助气缸实现的功能集成在气缸主体上，并且在气缸主体内合理布局主气缸腔体和蓄能腔的空间位置，有利于减小装置在风洞中的堵塞度，大大缩小气缸装置在风洞中占用的空间，同时可减小装置的气动干扰，而且通过阻挡机构与蓄能腔的配合，能够使活塞运动开始时具有较高的气体压力，活塞单次输出功与气体压力趋于线性，并有利于活塞单次输出功的调节。
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公开(公告)号：CN115200826A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202211125442.X
申请日：2022-09-16
摘要： 本发明属于飞行器气动性能评估技术领域，具体涉及一种背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法。本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，包括以下步骤：S10.通过变速压试验获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线；S20.采用Kriging模型对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合；S30.根据不同迎角升力系数斜率变化获得涡破裂迎角；S40.采用交叉检验方法建立α~Re数学模型；S50.利用建立的数学模型预测飞行雷诺数下的涡破裂迎角。本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，适用于风洞试验无法模拟飞行雷诺数的情况下，对背负式进气小展弦比飞翼布局飞行器的背风涡破裂迎角进行雷诺数修正。
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公开(公告)号：CN112525471A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011427510.9
申请日：2020-12-07
IPC分类号： G01M9/02
摘要： 本发明公开了一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法。该方法包括以下步骤：确定阻尼补偿目标函数；确定系统控制策略；确定系统控制参数；实施风洞实验。在阻尼补偿目标函数及飞行器模型不变时，前三个步骤可只进行一次，风洞每次运行只需要重复执行第四步。本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法通过力矩致动器驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，同时也利用力矩致动器对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩，进而减小机构阻尼，从而满足自由滚转动态实验对机构阻尼尽可能小的要求。
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公开(公告)号：CN112304561A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011144654.3
申请日：2020-10-23
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种高速风洞内式天平短舱支撑试验装置，应用于含有外置发动机短舱的试验模型，所述试验装置包括内式天平、天平支杆和天平保护罩，内式天平的尾部与天平支杆连接，所述天平保护罩套在内式天平和天平支杆连接处，所述天平保护罩与内式天平之间设置间隙；所述发动机短舱设置天平连接段与内式天平头部连接；所述天平保护罩伸入发动机短舱内，天平保护罩与发动机短舱之间具有间隙；所述内式天平与发动机短舱之间具有间隙。采用本发明的一种高速风洞内式天平短舱支撑试验装置，拓展了常规内式天平的应用范围，对模型破坏小。
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公开(公告)号：CN112268682A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011100362.X
申请日：2020-10-15
摘要： 本发明公开了一种飞行器单自由度摇滚特性预测方法。该方法首先通过风洞测力试验获取飞行器在迎角α时的不同滚转角下的滚转力矩Cl；其次通过滚转力矩‑滚转角曲线获取滚转力矩Cl＝0时对应的滚转角i＝1、2、3……，计算 处的滚转力矩静导数 寻找滚转力矩静导数 的再次通过风洞动导数试验获取飞行器在 处的滚转动导数 最后根据滚转动导数的符号，判断飞行器是否会发生摇滚；如果滚转动导数 为负，则判定飞行器在滚转角 处于静平衡状态，不会发生摇滚运动；如果滚转动导数为正，则预测 为平衡滚转角，飞行器在滚转角 发生摇滚运动。该方法可以通过飞行器静态滚转力矩实现对飞行器滚转稳定特性及摇滚特性的预判。
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公开(公告)号：CN111176329B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010087855.8
申请日：2020-02-12
摘要： 本发明公开了一种基于风洞试验数据的编队飞行混合性能函数构建方法。该方法步骤为：(1)通过风洞试验或者数值计算获取编队飞行不同队形下后机的气动力和力矩参数；(2)选取先验函数建立混合函数模型；(3)利用最小二乘法求取混合函数权重矢量；(4)获取编队飞行过程中基于先验气动力矩的混合性能函数；(5)利用混合性能函数极值位置估计后机气动力极值位置。本发明的基于风洞试验数据的编队飞行混合性能函数构建方法利用高速风洞中开展双机编队飞行试验获得的实验数据，结合混合性能函数，预测双机编队飞行时后机的阻力最小位置，能够指导飞行实践，具有可靠性高，经济性好的优点。
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公开(公告)号：CN106706255B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201611050809.0
申请日：2016-11-24
发明人： 郁文山 , 赵忠良 , 张钊 , 杨海泳 , 马上 , 高川 , 张云龙 , 李玉平 , 王晓冰 , 蒋明华 , 易凡 , 饶正周 , 陈龙 , 金志伟 , 杨兴锐 , 杜宁 , 刘龙兵 , 高智 , 周波 , 苏北辰 , 涂清
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 本发明提供了一种多自由度试验机构联动频率相位同步控制方法，该方案采用主从轴按各自设定的参数进行正弦曲线运动，不会引起主从轴的累积控制误差，只需解算出从轴的启动等待时间即可；等待时间解算工程适应性强，且可根据等待时间实现相位的同步控制；同步运行参数可由用户自行设定，具有同步算法高效简洁、工程适应性强及同步误差小的显著特点，特别适应于在风洞进行动态多自由度试验时多自由度试验装置的联动频率相位同步控制，亦可推广至工业领域多自由度装置的同步控制。
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