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公开(公告)号：CN118443262A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410598931.X
申请日：2024-05-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞标模试验数据处理及不确定度分析方法。该高速风洞标模试验数据处理及不确定度分析方法包括安装标模试验模型；进行高速风洞标模试验；计算稳定段平均总压；计算来流静压；计算来流速压；计算气动力系数与力矩系数；计算气动导数；计算气动力系数与力矩系数的不确定度；计算气动导数的不确定度。该高速风洞标模试验数据处理及不确定度分析方法基于不确定度传递方法GUM和蒙特卡洛模拟方法MCM，通过严格的数学推导，建立了具有工程应用价值的高速风洞标模试验数据处理及不确定度分析方法，为标模试验结果不确定度精确量化评估提供了技术支撑。
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公开(公告)号：CN118010297A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410420455.2
申请日：2024-04-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统及设计方法，涉及高速空气动力试验设备设计领域，包括：与风洞的投放机构框架相连的变迎角支撑平台；设置在变迎角支撑平台的上方的模型支撑装置、发动机台架；其中，所述变迎角支撑平台包括定架以及安装在定架内的动架；所述动架、定架的中心位置上分别设置有对应的安装孔Ⅰ、安装孔Ⅱ，且所述动架、定架的两侧分别设置有带多组调节孔的变角板，所述动架、定架通过穿过安装孔、调节孔的三根长销轴进而固定。本发明公开了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统及设计方法，该支撑系统采用模块化结构，便于组装出适合亚跨声速变迎角进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统。
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公开(公告)号：CN116124410A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310011512.7
申请日：2023-01-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种用于四自由度机构的迎角支撑机构，包括：迎角框架，其内部通过两组迎角圆弧导轨滑动连接有弯刀支架，所述弯刀支架的上端安装有模型；迎角伺服油缸，其转动安装在所述迎角框架内，所述迎角伺服油缸的活塞杆与弯刀支架转动连接。本发明通过在迎角框架内设置迎角圆弧导轨和迎角伺服油缸，通过迎角伺服油缸驱动弯刀支架沿迎角圆弧导轨运动，实现了准确支撑模型迎角姿态的能力，并且迎角支撑机构与下方的侧滑基座串联合成侧滑机构，能够准确支撑模型侧滑角姿态，本发明具有迎角范围大、定位准确、承载能力强、对流场堵塞较小、结构紧凑、安装调试难度小、模型支撑方式可拓展性强的特点。
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公开(公告)号：CN118758551B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411253461.X
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种考虑压缩性的二维翼型阻力系数求解方法。该二维翼型阻力系数求解方法包括以下步骤：构建二维翼型阻力分析控制体；建立动量方程；建立质量流量方程；建立二维翼型阻力D积分方程；建立连续性方程；统一二维翼型阻力D积分方程的积分截面；建立二维翼型阻力系数CD积分方程；建立二维翼型阻力系数CD求解方程。该二维翼型阻力系数求解方法，通过高速风洞试验和严格的理论推导，基于动量守恒、质量守恒，建立二维翼型阻力系数CD积分方程，再利用理想气体状态方程、等熵关系式等流体力学基本方程，推导得到基于压力积分的二维翼型阻力系数CD求解方程，为二维翼型阻力系数求解提供了试验和理论支撑。
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公开(公告)号：CN118758553A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411253466.2
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 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测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装翼型模型及尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算高速风洞来流静压；计算高速风洞翼型模型阻力测量不确定度。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，通过严格的理论推导和高速风洞试验，利用不确定度传递方法建立了高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，能够提供可靠的翼型模型阻力测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118758551A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411253461.X
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种考虑压缩性的二维翼型阻力系数求解方法。该二维翼型阻力系数求解方法包括以下步骤：构建二维翼型阻力分析控制体；建立动量方程；建立质量流量方程；建立二维翼型阻力D积分方程；建立连续性方程；统一二维翼型阻力D积分方程的积分截面；建立二维翼型阻力系数CD积分方程；建立二维翼型阻力系数CD求解方程。该二维翼型阻力系数求解方法，通过高速风洞试验和严格的理论推导，基于动量守恒、质量守恒，建立二维翼型阻力系数CD积分方程，再利用理想气体状态方程、等熵关系式等流体力学基本方程，推导得到基于压力积分的二维翼型阻力系数CD求解方程，为二维翼型阻力系数求解提供了试验和理论支撑。
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公开(公告)号：CN119085996A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411295736.6
申请日：2024-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 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升力系数精确测量方法。本发明的高速风洞翼型模型升力系数精确测量方法包括安装翼型模型；建立坐标系；测压点连接压力扫描阀；进行高速风洞翼型模型升力系数测量试验；计算来流速压；计算翼型模型法向力系数；计算翼型模型轴向力系数；计算升力系数。本发明的高速风洞翼型模型升力系数精确测量方法，测量翼型模型测压剖面上、下翼面压力分布，并通过分区域数值积分，建立了高速风洞翼型模型升力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型升力系数测量的准确性与便捷性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116007886A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202310011605.X
申请日：2023-01-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种用于四自由度机构的侧滑角支撑机构，包括：侧滑基座，其上表面安装有圆弧导轨，侧滑基座的后端转动安装有用于驱动迎角支撑机构运动的伺服油缸，伺服油缸位于所述圆弧导轨的外侧；侧滑基座的两个侧面分别安装有用于与Y机构滑动连接的两组连Y机构滑块和用于连接Y机构伺服油缸的Y机构油缸连接座，Y机构油缸连接座位于两组连Y机构滑块之间。本发明提供的侧滑角支撑机构具有准确支撑模型侧滑角姿态的能力，该机构与上方的迎角支撑机构、外部的Y机构串联组合，分别构成侧滑机构和Y机构，能准确定位模型侧滑角和Y向位置，具有侧滑角范围大、定位准确、承载能力强、结构紧凑、安装调试难度较小、模型支撑方式可拓展的优点。
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公开(公告)号：CN118758553B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411253466.2
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 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测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装翼型模型及尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算高速风洞来流静压；计算高速风洞翼型模型阻力测量不确定度。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，通过严格的理论推导和高速风洞试验，利用不确定度传递方法建立了高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，能够提供可靠的翼型模型阻力测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN118758552B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411253463.9
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 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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