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公开(公告)号：CN117782510B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410216876.3
申请日：2024-02-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种连续式风洞模型投放试验的风洞防护装置及防护方法，属于高速动力相似投放风洞试验技术领域。本发明解决了目前在风洞重模型投放试验中，模型缩比减小，模型与实物密度比降低，模型的重量更大，投放后对风洞洞体、设备的损坏更严重的问题。本发明的试验段内设置有试验模型，试验模型通过支杆组件安装在试验段上，支杆组件安装在试验段的弯刀上，投放弹体安装在试验模型的底部，试验段上设置有缓冲机构，缓冲机构通过压板固定在试验段上，蜂窝模组安装在试验段内。本发明的一种连续式风洞模型投放试验的风洞防护装置通过缓冲机构的弹性硅橡胶垫的高弹性起到较好的缓冲作用以保护模型主体，同时铝合金板利用其高强度有效保护试验段下壁板。
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公开(公告)号：CN116973064A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310957093.6
申请日：2023-08-01
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种大型连续式跨声速风洞系统总体结构，属于航空气动力试验技术领域。其包括风洞洞体、变配电站、变频器间、循环水厂房、供排气厂房、储气罐区和试验段存放及试验准备间，风洞洞体上方设置有供排气厂房，同时供排气厂房通过储气罐区与风洞洞体连接，供排气厂房左侧布置有循环水厂房，循环水厂房与风洞洞体连接，风洞洞体的右侧和右上方分别布置有变频器间和变配电站，变配电站通过变频器间与风洞洞体连接，风洞洞体的正下方连接有试验段存放及试验准备间。本发明研发目的是为了解决大型连续式跨声速各系统合理布局规划的问题，本发明采用的布局方案，通过合理优化的布局提高了人员和设备间的交互便利性，并充分体现了节约原则。
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公开(公告)号：CN116659802A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310669169.5
申请日：2023-06-07
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 试验段亚声速流场品质评估方法、电子设备及存储介质，属于实验空气动力学领域。为减少开槽壁槽缝型面或开孔壁开孔分布对比分析工作的复杂性。本发明采用改进的Keller面元法计算试验段亚声速流场的扰动速度基本解，构建试验段亚声速流场的扰动速度数据库；使用奇点法构建试验模型的表达式；计算试验模型的升力效应的奇点强度；计算试验模型的堵塞效应的奇点强度；将试验模型的升力效应的奇点强度用于计算模型和支撑的升力效应，试验模型的堵塞效应的奇点强度用于计算模型和支撑的堵塞效应，升力效应和堵塞效应共同构成试验段透气壁对流场的扰动。本发明可以适用于各种类型的试验段壁板的亚声速流场品质评估，操作简单、计算效率高。
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公开(公告)号：CN116593121A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310852144.9
申请日：2023-07-12
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种基于监控相机的飞行器模型振动测量方法，属于风洞试验振动测量技术领域。为解决对风洞试验中飞行器模型的振动进行精确监控的问题。本发明安装好飞行器模型之后，调整监控相机的角度、视野范围，标定飞行器模型与监控相机的位置关系，在飞行器模型表面设置荧光标识点，进行风洞试验，读取风洞试验视频数据并逐帧分解为单帧图像，进行特征捕捉，识别每个单帧图像的荧光标识点边界，然后筛选每个单帧图像的荧光标识点边界，计算每个单帧图像的荧光标识点中心坐标，得到的每个单帧图像的荧光标识点中心坐标连线得到飞行器模型振动时程曲线，通过傅里叶变换得到飞行器模型振动特性。本发明用于测量飞行器模型发生振动时的数据，补偿数据精度影响。
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公开(公告)号：CN116296233A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310364507.4
申请日：2023-04-07
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/06 , G06F30/20 , G06F18/214 , G06F17/16 , G01M9/08 , G01D21/02 , G06F119/14 , G06F119/02 , G06F119/08
摘要： 本发明提出一种跨声速连续式风洞的试验数据有效性分析系统及方法，属于试验数据有效性分析技术领域。包括，中央控制单元、天平采集及解算单元、压力采集单元、姿态角控制单元、数据监测单元和数据分析单元；所述中央控制单元分别连接天平采集及解算单元、压力采集单元、姿态角控制单元，数据监测单元和数据分析单元；所述天平采集及解算单元连接数据监测单元和数据分析单元；所述压力采集单元分别连接数据监测单元和数据分析单元；所述姿态角控制单元分别连接数据监测单元和数据分析单元连接；本发明解决了连续式跨声速风洞试验时的数据有效性分析效率较低且正确性分析结果与实际结果存在一定偏差的问题。
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公开(公告)号：CN115096540B
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202210823514.1
申请日：2022-07-14
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明涉及一种连续式风洞马赫数微调机构，属于航空气动力试验技术领域。解决的是现有的马赫数微调机构在机械运动时存在死点的问题。包括前尾延板、前调节片组件、后调节片组件、后尾延板和驱动装置，所述前尾延板、前调节片组件、后调节片组件、后尾延板顺次铰接，所述驱动装置与前调节片组件建立连接。本装置中的连接铰点处前调节片使用电动缸驱动，可以避开死点。
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公开(公告)号：CN115307866A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202211243595.4
申请日：2022-10-12
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明涉及风洞天平体轴系弹性角在线校准装置及方法，属于空气动力学技术领域。解决的是传统弹性角校准方法存在的方法误差问题、系统误差问题、复合变形弹性角无法准确测量问题、弹性角公式模型简单造成修正精度低问题。包括支杆、天平、高刚度加载装置、目标板、靶座和激光跟踪仪，天平前后端设置高刚度加载装置、支杆，高刚度加载装置前端设置目标板，激光跟踪仪布置在高刚度加载装置前方，靶座分别安装在目标板和高刚度加载装置上。以二次多项式代替现有弹性角修正公式的线性模型，采用单矢量加载方式，实现风洞现场中天平体轴系下的真实弹性角校准，消除传统弹性角校准方法中存在的方法误差和系统误差，有效提高非线性变形的弹性角修正精度。
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公开(公告)号：CN115048752B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210978168.4
申请日：2022-08-16
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/14
摘要： 一种跨超声速风洞半柔壁喷管设计方法，属于空气动力学风洞设计技术领域。其包括首先确定初始马赫数的喷管型面和喉道块型面；假设无粘型面转折点斜率，计算无粘喷管型面，使无粘型面叠加附面层后的转折点与喉道块壁面转折点的坐标、斜率和曲率一致；确定喉道处应有的高度，据此将喉道块沿着转折点切线方向平移，转折点坐标不变，喉道块平移所需的伸长量由柔板长度补偿。转折点下游的喷管型面由剩余柔板和固定型面的出口端板实现，满足柔板长度和喷管出口高度的约束条件。其研发目的是为了解决半柔壁喷管不仅能像全柔壁喷管一样保证型面各处斜率和曲率连续，还保证喉道块型面适合不同的马赫数的问题，能够保证流场品质与全柔壁喷管的流场品质一致。
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公开(公告)号：CN115219145A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210913313.0
申请日：2022-08-01
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种高速风洞攻角机构，属于航空气动力风洞试验技术领域。本发明解决了现有的攻角机构的驱动系统负载加大，导致驱动系统的寿命变短的问题。本发明包括包括上支撑梁、上传动杆、电动缸、弯刀主体、平衡气缸、下传动杆和下支撑梁，弯刀主体的两端滑动设置在上支撑梁和下支撑梁上，上支撑梁上设置有电动缸，电动缸通过上传动杆与弯刀主体建立连接，下支撑梁上设置有平衡气缸，平衡气缸通过下传动杆与弯刀主体建立连接。本发明的高速风洞攻角机构，在平衡气缸的作用下，平衡弯刀主体的大部分重力，减轻电动缸的负载，增加驱动系统的寿命。
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公开(公告)号：CN114935442B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202210865085.4
申请日：2022-07-22
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 一种大型连续式风洞主压缩机进气拐角结构，属于风洞建设领域，本发明为了解决驱动电机转子的维护工作繁琐、劳动强度大、操作不便的问题。包括进气接管、拐角段、蜂窝器和整流段；进气接管、拐角段和整流段沿气流方向依次相连，整流段的进气端设有蜂窝器；拐角段沿其中分面分为拐角段上部和拐角段下部，联轴器整流护罩以拐角段的中分面分为护罩上部和护罩下部，拐角段上部和拐角段下部可拆卸连接，联轴器整流护罩通过若干导流片与拐角段相连，当电机转子进行维护时，将拐角段上部分别与进气接管、整流段和拐角段下部拆分，即可对电机输出轴和联轴器进行拆卸，克服了拐角段与驱动电机结构紧凑，空间狭小，劳动强度大、操作不便的问题。
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