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公开(公告)号：CN103412994A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310343153.1
申请日：2013-08-08
Applicant: 空气动力学国家重点实验室 , 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，目的在于解决目前高速大型飞机模型缩比确定难度大、成本高且无准确方法等问题。包括以下步骤：第一步、根据模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；第二步、根据试验运行状态设置边界条件；第三步、利用CFD计算程序数值模拟试验状态，并得到侧壁压力分布数据；第四步、将压力分布数据与空风洞侧壁压力分布数据比较、统计分析并带入判定标准，确定模型全展长与试验段宽度比例，进而得到适合的模型缩比。本发明利用试验段壁板侧壁扰动压力分布为依据确定高速风洞大型飞机模型缩比，从而为试验方案制定与模型设计提供依据。
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公开(公告)号：CN103412994B
公开(公告)日：2016-03-16
申请号：CN201310343153.1
申请日：2013-08-08
Applicant: 空气动力学国家重点实验室 , 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，目的在于解决目前高速大型飞机模型缩比确定难度大、成本高且无准确方法等问题。包括以下步骤：第一步、根据模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；第二步、根据试验运行状态设置边界条件；第三步、利用CFD计算程序数值模拟试验状态，并得到侧壁压力分布数据；第四步、将压力分布数据与空风洞侧壁压力分布数据比较、统计分析并带入判定标准，确定模型全展长与试验段宽度比例，进而得到适合的模型缩比。本发明利用试验段壁板侧壁扰动压力分布为依据确定高速风洞大型飞机模型缩比，从而为试验方案制定与模型设计提供依据。
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公开(公告)号：CN108645591A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810677312.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台。本发明设计一根V型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。
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公开(公告)号：CN105527069B
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201610000405.4
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108645592A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810680069.1
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置，目的在于解决采用单叶片腹部支撑装置或尾部支撑装置连接双机身飞行器时，存在风洞试验流场畸变和洞壁干扰左右不对称，或会导致连接部段破坏变形严重，导致试验数据失真且难以修正的问题。本发明在风洞试验段连接头上设计左右两根支臂，每根支臂前端分别安装一根连接叶片，每根连接叶片顶部均安装一根测力天平，左右两根天平分别与双机身飞行器模型的左右机身内部连接，对双机身飞行器左右部段气动力分别进行测量，从而实现双机身飞行器在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。经测定，本发明的双天平双叶片支撑装置能准确、安全的获取双机身飞行器跨声速风洞试验数据。
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公开(公告)号：CN105527069A
公开(公告)日：2016-04-27
申请号：CN201610000405.4
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN208254766U
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201821000893.X
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本实用新型公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台。本实用新型设计一根V型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN208254767U
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201821000894.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本实用新型公开了一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置，目的在于解决采用单叶片腹部支撑装置或尾部支撑装置连接双机身飞行器时，存在风洞试验流场畸变和洞壁干扰左右不对称，或会导致连接部段破坏变形严重，导致试验数据失真且难以修正的问题。本实用新型在风洞试验段连接头上设计左右两根支臂，每根支臂前端分别安装一根连接叶片，每根连接叶片顶部均安装一根测力天平，左右两根天平分别与双机身飞行器模型的左右机身内部连接，对双机身飞行器左右部段气动力分别进行测量，从而实现双机身飞行器在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。经测定，本实用新型的双天平双叶片支撑装置能准确、安全的获取双机身飞行器跨声速风洞试验数据。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN205449433U
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201620000643.0
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本实用新型公开了一种跨声速风洞试验支撑装置，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本实用新型通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本实用新型通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本实用新型能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本实用新型设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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