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公开(公告)号：CN104034497A
公开(公告)日：2014-09-10
申请号：CN201410171540.6
申请日：2014-04-25
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明提供一种助力器动刚度模拟组件，该组件包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞行器翼面试验件摇臂。本发明提供的助力器动刚度模拟组件，通过动刚度模拟件能够准确模拟飞机真实助力器的动刚度，确保翼面试验件及其支持结构的低阶固有振动模态满足精度要求；通过动刚度模拟件与连接件的可拆卸连接能实现调节翼面位置的功能，相对于现有技术大大减少了试验设备，并大幅降低了试验成本，此外，维护成本较低。
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公开(公告)号：CN104048809B
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201410188015.5
申请日：2014-05-06
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M9/08
摘要： 本发明提供一种风洞试验用三自由度模拟外挂物颤振模型，包括外挂物、滚转梁及用于挂于飞行器翼面模型的挂梁；滚转梁设置在挂梁下方，且滚转梁通过第一铰接轴与挂梁铰接连接，所述第一铰接轴水平设置，且第一铰接轴的轴向与滚转梁的长度方向一致；所述滚转梁下方设置有弹性装置，所述弹性装置通过第二铰接轴与所述滚转梁铰接连接，所述第二铰接轴与所述第一铰接轴垂直；所述外挂物连接在所述弹性装置上，通过所述弹性装置，所述外挂物在垂直方向上能够相对所述滚转梁作俯仰运动。本发明提供的风洞试验用外挂物颤振模型，能够实现三自由度振动模态的解耦与模拟，大幅提高了外挂物颤振模型设计水平和颤振风洞试验结果精度。
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公开(公告)号：CN104048809A
公开(公告)日：2014-09-17
申请号：CN201410188015.5
申请日：2014-05-06
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M9/08
摘要： 本发明提供一种风洞试验用三自由度模拟外挂物颤振模型，包括外挂物、滚转梁及用于挂于飞行器翼面模型的挂梁；滚转梁设置在挂梁下方，且滚转梁通过第一铰接轴与挂梁铰接连接，所述第一铰接轴水平设置，且第一铰接轴的轴向与滚转梁的长度方向一致；所述滚转梁下方设置有弹性装置，所述弹性装置通过第二铰接轴与所述滚转梁铰接连接，所述第二铰接轴与所述第一铰接轴垂直；所述外挂物连接在所述弹性装置上，通过所述弹性装置，所述外挂物在垂直方向上能够相对所述滚转梁作俯仰运动。本发明提供的风洞试验用外挂物颤振模型，能够实现三自由度振动模态的解耦与模拟，大幅提高了外挂物颤振模型设计水平和颤振风洞试验结果精度。
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公开(公告)号：CN104034497B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201410171540.6
申请日：2014-04-25
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明提供一种助力器动刚度模拟组件，该组件包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞行器翼面试验件摇臂。本发明提供的助力器动刚度模拟组件，通过动刚度模拟件能够准确模拟飞机真实助力器的动刚度，确保翼面试验件及其支持结构的低阶固有振动模态满足精度要求；通过动刚度模拟件与连接件的可拆卸连接能实现调节翼面位置的功能，相对于现有技术大大减少了试验设备，并大幅降低了试验成本，此外，维护成本较低。
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公开(公告)号：CN204214631U
公开(公告)日：2015-03-18
申请号：CN201420228408.X
申请日：2014-05-06
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M9/08
摘要： 本实用新型提供一种风洞试验用三自由度模拟外挂物颤振模型，包括外挂物、滚转梁及用于挂于飞行器翼面模型的挂梁；滚转梁设置在挂梁下方，且滚转梁通过第一铰接轴与挂梁铰接连接，所述第一铰接轴水平设置，且第一铰接轴的轴向与滚转梁的长度方向一致；所述滚转梁下方设置有弹性装置，所述弹性装置通过第二铰接轴与所述滚转梁铰接连接，所述第二铰接轴与所述第一铰接轴垂直；所述外挂物连接在所述弹性装置上，通过所述弹性装置，所述外挂物在垂直方向上能够相对所述滚转梁作俯仰运动。本实用新型提供的风洞试验用三自由度模拟外挂物颤振模型，能够实现三自由度振动模态的解耦与模拟，大幅提高了外挂物颤振模型设计水平和颤振风洞试验结果精度。
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公开(公告)号：CN203837888U
公开(公告)日：2014-09-17
申请号：CN201420207930.X
申请日：2014-04-25
申请人： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 成都飞机设计研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本实用新型提供一种助力器动刚度模拟组件，该组件包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞行器翼面试验件摇臂。本实用新型提供的助力器动刚度模拟组件，通过动刚度模拟件能够准确模拟飞机真实助力器的动刚度，确保翼面试验件及其支持结构的低阶固有振动模态满足精度要求；通过动刚度模拟件与连接件的可拆卸连接能实现调节翼面位置的功能，相对于现有技术大大减少了试验设备，并大幅降低了试验成本，此外，维护成本较低。
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公开(公告)号：CN118129542A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410572144.8
申请日：2024-05-10
IPC分类号： F42B10/14
摘要： 本发明属于跨声速空气动力学领域，公开了一种交叉折叠的菱形背弹翼结构及其展开方法。菱形背弹翼结构的前弹翼包括铰接在基座上、左右对称的第一前弹翼和第二前弹翼；后弹翼包括铰接在滑块上、左右对称的第一后弹翼和第二后弹翼；导轨的前端固定在基座的底面，导轨的后端固定有后座，后座的两侧设置有行程限位键；导轨上设置有滑槽，滑槽内装卡有滑块，滑块的后侧设置有与行程限位键对应的锁止件。展开时，滑块沿导轨向后运动，带动后弹翼展开，后弹翼通过支撑柱带动前弹翼展开；在滑块运动到后座的位置时，锁止件压紧行程限位键，直至锁止件与行程限位键卡接固定。弹翼结构及其展开方法结构简单，简便易行，可靠性高，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN115031920A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210874004.7
申请日：2022-07-25
摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法。本发明的基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法，包括以下步骤：S10.在试验模型表面布置测压点；S20.进行风洞试验，获取导弹模型测压试验数据；S30.整理导弹模型测压试验数据；S40.通过积分法获得导弹模型的全弹气动力数据；S50.获得导弹模型气动特性。本发明的基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法通过快速处理导弹模型测压试验数据，能够在风洞试验现场快速得到导弹模型气动特性，方便进行现场数据分析，提高试验分析效率。
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公开(公告)号：CN118153210A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410572141.4
申请日：2024-05-10
IPC分类号： G06F30/15 , G06F119/14
摘要： 本发明属于空气动力学领域，公开了一种菱形背弹翼升力线非线性的优化设计方法及菱形背弹翼。优化设计方法包括选取设计变量；选取目标函数；通过试验设计方法确定设计点；通过数值模拟方法获取设计点对应的目标函数；建立目标函数与设计变量的响应函数；通过遗传算法优化目标函数，得到最终外形几何参数。优化设计方法解决了菱形背弹翼前后两组翼面因较大气动干扰导致的升力线斜率非线性变化大的问题，降低了菱形背弹翼在跨声速范围升力线斜率随马赫数变化的非线性。菱形背弹翼增大了菱形背弹翼布局飞行器宽速域飞行能力，提高了飞行过程中的平稳度，降低了结构过载和结构重量，减小了飞行过程中非线性运行范围，改善了气动性能和飞行控制难度。
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公开(公告)号：CN115031920B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210874004.7
申请日：2022-07-25
摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法。本发明的基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法，包括以下步骤：S10.在试验模型表面布置测压点；S20.进行风洞试验，获取导弹模型测压试验数据；S30.整理导弹模型测压试验数据；S40.通过积分法获得导弹模型的全弹气动力数据；S50.获得导弹模型气动特性。本发明的基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法通过快速处理导弹模型测压试验数据，能够在风洞试验现场快速得到导弹模型气动特性，方便进行现场数据分析，提高试验分析效率。
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