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公开(公告)号：CN116086765A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310029830.6
申请日：2023-01-09
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明公开了一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，包括浮动框、固定框和一体化连接于浮动框和固定框之间的中间梁，中间梁的顶部中心设有俯仰力矩Mz测量元件，中间梁的底部设有推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件，中间梁和浮动框之间还设有一对斜置的二力杆元件，二力杆元件的两端均通过弹性铰链结构与中间梁和浮动框连接，该飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心位于一对斜置的二力杆元件的延长线交点，且延长线交点与俯仰力矩Mz测量元件的中心线相交，当进行飞行器风洞测力实验时，飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合，形成汇交力系结构；本发明用于测量风洞试验中作用于飞行器试验模型上的阻力、升力和俯仰力矩。
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公开(公告)号：CN117725349A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311702760.2
申请日：2023-12-11
Applicant: 中国民用航空飞行学院
IPC: G06F17/13
Abstract: 本发明公开的一种求解双向梯度功能梯度梁的方法与实现算法，包括如下步骤：S1、建立原始问题的变系数偏微分方程；S2、引入无量纲化摄动小参数，构造带有摄动小参数的方程；所述无量纲化摄动小参数通常表示为ε，用ε修改原始问题的方程，获得带有ε的状态方程；S3、利用摄动法将所述状态方程展开，得到一系列常系数偏微分方程；S4、求解每个常系数偏微分方程；S5、根据摄动参数进行逐步修正获得结果。本发明通过应用摄动法本身通过定义小参数摄动，将非线性问题转化为线性问题结合传递函数，将变系数偏微分方程转化为常系数微分方程，相比其他的方法复杂度低而且保持了良好的精度。
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公开(公告)号：CN117129117A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202310439317.4
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国民用航空飞行学院
IPC: G01L1/22
Abstract: 本发明涉及摩擦阻力传感领域，具体涉及一种应变式三测量分量的飞行器表面摩擦阻力传感器，包括摩擦阻力传感器装配体，所述摩擦阻力传感器装配体包括封装外壳、表面摩擦感受头、法向力测量元件、X/Z摩擦力测量元件与封装底座，三测量分量的表面摩擦阻力传感器的整体结构设计基于笛卡尔坐标系，将三个测量分量的元件正交布局，最大程度地降低各个分量之间的干扰，三个测量分量的最大量程均设计为0.1N。为了机械加工和应变片敷贴的便捷，传感器为装配式结构，同时装配式结构还便于对摩擦感受头进行更换，以适应不同材料的表面摩擦力测量。
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公开(公告)号：CN219348136U
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202320076104.5
申请日：2023-01-09
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本实用新型公开了一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，包括浮动框、固定框和一体化连接于浮动框和固定框之间的中间梁，中间梁的顶部中心设有俯仰力矩Mz测量元件，中间梁的底部设有推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件，中间梁和浮动框之间还设有一对斜置的二力杆元件，二力杆元件的两端均通过弹性铰链结构与中间梁和浮动框连接，该飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心位于一对斜置的二力杆元件的延长线交点，且延长线交点与俯仰力矩Mz测量元件的中心线相交，当进行飞行器风洞测力实验时，飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合，形成汇交力系结构；本实用新型用于测量风洞试验中作用于飞行器试验模型上的阻力、升力和俯仰力矩。
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