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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：CN116358823B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310604920.3
申请日：2023-05-26
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自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法。本发明的高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法包括以下步骤：安装热线探针；连接热线风速仪；第一次高速风洞测量试验；第二次高速风洞测量试验；计算质量流量脉动和总温脉动；计算质量流量脉动不确定度和总温脉动不确定度。本发明的高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法，能够提供可靠的高速风洞自由来流质量流量脉动和总温脉动的不确定度，从而提高表观动态流场品质及扰动模态参数求解结果的可靠性，进而提高高速风洞试验结果的可靠性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116382178B
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310653673.6
申请日：2023-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种大型高速风洞喷管型面全液压伺服驱动控制方法，涉及高速风洞电液伺服控制领域，包括：在喷管操作软件上选择目标马赫数型面Ma并设定喷管运行速度v0，喷管操作软件基于Ma进行查表，以确定每个运动轴的目标位置s10，s20，……，sn0，将v0和s10，s20，……，sn0的值发送给多轴运动控制器，所述多轴运动控制器基于接收到的信息对各轴的运动速度进行计算分配；所述多轴运动控制器将各轴的目标位置和运动速度发送给相应的伺服控制单元，以通过位置闭环调节比例伺服阀开度，使各轴做相应的运动以控制喷管型面按要求变化。本发明提供一种大型高速风洞喷管型面全液压伺服驱动控制方法，为液压驱动中的多轴同步协同控制问题提供了可行解决方案。
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公开(公告)号：CN115575080B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211575683.4
申请日：2022-12-09
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，公开了一种高速风洞通气模型内阻精确测量方法。该测量方法包括以下步骤：安装通气模型；安装假尾支和总压测量耙；进行高速风洞通气模型内流道出口总压测量试验；拆卸总压测量耙，更换静压测量耙；进行高速风洞通气模型内流道出口静压测量试验；计算通气模型内流道出口的总压、静压和风洞稳定段总压；计算来流静压；计算内流道出口马赫数；计算风洞通气模型内阻。该测量方法通过使用单独的总压测量耙与静压测量耙，在不改变内流道阻塞度的前提下，显著提高了内流道出口截面总压和静压空间分布的测量密度，通过基于原则的选点法则剔除了误差较大的测压点，有效提高了通气模型内阻测量精度，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN115290286B
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202211233749.1
申请日：2022-10-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种亚跨超声速风洞流场稳定性的集成学习评估系统，包括数据采集模块、数据分发模块、数据清洗模块、数据评价模块以及模型管理模块，将专家知识，集成学习和感知机进行深度融合，形成多种试验模式下的集成学习算法框架，为亚跨超声速风洞各种试验条件的特征数据配置感知机参数和专家知识，为风洞流场稳定性检测系统提供风洞核心部段的流场稳定性实时与历史分析结果，提高风洞流场稳定性检测的准确率和有效性，形成风洞核心部段的流场稳定性特征数据，减少对专家的依赖。
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Patent Agency Ranking
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：CN111829749B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202010731783.6
申请日：2020-07-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞超声速流校大行程单点移测装置及布线方法，涉及风洞超声速流场校核技术领域，其技术方案要点是：包括风洞壁板、尾支撑、主支撑、执行机构、连接段、探头转接段和测压部，执行机构为伺服电动缸；测压部包括总压探头和静压探头；总压探头和静压探头连接有测量管路，测量管路与伺服电动缸的活塞杆固定缠绕；测量管路连接有位于风洞外的平衡重物。该单点移测装置增大了执行机构的行程，使测量区域更加广泛，且该装置的测量管路布线结构简单，成本低，测量管路的走线贴近装置，减小了风洞中紊乱气流对测量管路的干扰，降低了该装置的堵塞度，经济适用；同时，该装置的位置控制精度高，测量数据更加可靠，操作与维护方便。
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公开(公告)号：CN110146250B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN201910503790.8
申请日：2019-06-12
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: 本发明公开了一种基于六自由度平台的风洞纹影仪定位装置，包括：设置在风洞观察窗外的发射端系统和接收端系统；发射端系统包括：发射端支撑单元、发射端六自由度平台、发射端主镜系统、发射端反射镜系统和发射端光源狭缝系统；接收端系统包括：接收端支撑单元、接收端六自由度平台、接收端主镜系统、接收端反射镜系统和接收端刀口成像系统；本发明依靠视觉定位模块及PSD对准模块来控制六自由度平台进行光路对准，可以实现纹影仪系统对准定位智能化，从而缩短纹影仪调节时间，节省人力资源，提高风洞试验效率。
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公开(公告)号：CN110187512B
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN201910503675.0
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G02B27/54
Abstract: 本发明公开了一种可视化调节的抛物面镜彩色纹影成像装置，采用在风洞纹影仪的发射端光源狭缝系统上设置可切换的狭缝单元和掩膜单元以形成抛物面镜彩色纹影成像装置；发射端光源狭缝系统的侧面设置有监控相机Ⅰ；发射端光源狭缝系统包括：第一XYZ三维移动平台，其设置风洞纹影仪的发射端支撑单元上；光源，其通过支撑平台连接在第一XYZ三维移动平台的Z轴移动平台上；水平移动平台，其连接在支撑平台上；狭缝单元，其连接在水平移动平台的移动板上；掩膜单元，其连接在水平移动平台的移动板上；本发明通过更换狭缝、光阑和刀口，进行黑白纹影与彩色纹影的切换，保留了黑白纹影的功能，以满足更多需求。
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公开(公告)号：CN116400584B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310653670.2
申请日：2023-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明公开了一种大载荷电液位置伺服系统快速精确控制系统及应用方法，属于风洞试验中的电液伺服控制领域，包括相互配合的目标位移补偿模块、位移指令和速度指令发生模块、速度前馈控制模块、位移变增益PID反馈控制模块、位移滤波模块。本发明提供的大载荷电液位置伺服系统快速精确控制系统及应用方法，其各部分内容的设计，不依赖系统的的数学模型，且均可用简单的算法来实现，便于工程应用。
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