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公开(公告)号：CN112345199A
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN202011182088.5
申请日：2020-10-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种暂冲式高速风洞迎角传感器振动影响修正方法，该方法通过在迎角传感器轴线方向上加装两个三轴加速度传感器，计算得到不同方向、不同振动模态下迎角传感器处离心加速度的大小，进而可实现迎角传感器因振动引起的角度测量误差的修正，该方法不需要事先估算有效振动半径，可同时补偿多个振动模态引起的角度偏差，具有较高的角度补偿精度和实用性。
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公开(公告)号：CN109342008B
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201811328360.9
申请日：2018-11-09
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: 本发明公开了一种基于单应性矩阵的风洞试验模型迎角单相机视频测量方法，实验前，静态标定相机，获得相机内参数及镜头畸变参数；在风洞实验段壁板上布置参考标记点，在风洞试验模型表面布置待测标记点，每个待测标记点与参考标记点所在壁板的距离相等；风洞试验开始后，使用相机、图像采集计算机拍摄、保存参考标记点、待测标记点的时序图像；计算待测标记点在Om‑XYZ坐标系中的坐标值；给定ti时刻，计算ti时刻的模型迎角值。与现有技术相比，本发明的积极效果是：本发明消除了相机位置、姿态变化引起的测量误差，避免了求解非线性共线方程，计算过程相对简单，运算复杂度低；且原理简单，计算量小。
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公开(公告)号：CN110044540A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910471783.4
申请日：2019-05-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 谢艳 , 邓路军 , 蒋鸿 , 高川 , 尹刚 , 杨振华 , 杨昕鹏 , 曹宇晴 , 郑晓东 , 毛代勇 , 景光松 , 罗章 , 陈星豪 , 石宇 , 覃源远 , 王梦晗 , 乔至远
Abstract: 本申请公开了一种风洞测压试验中模型表面测压孔的加压器及其应用，其能实现对于测压管路的快速检测，缩短检测时间50~70%以上，大幅提升检测效率。本申请的发明目的之一在于，提供一种全新的加压器，其能实现对风洞测压试验中模型表面测压孔的快速检测；本申请的发明目的之二在于，提供该加压器在表面测压孔检测中的应用，其能将标准测试压力准确的、便捷的注入模型表面的测压孔中，方便对每个测压点的全部连接气路进行快速的检查。本申请构思巧妙，设计合理，有效突破了传统测压管路压力检测方法，简化了管路找寻操作，大幅提升工作效率；同时，采用本申请，基于单次检测，即可完成对测压孔到模型内腔所有连接管路的测定，进一步缩短检测流程。
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公开(公告)号：CN105699043A
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201610230341.7
申请日：2016-04-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 张鹏 , 吴军强 , 张林 , 魏志 , 孙检平 , 杨兴锐 , 曹宇晴 , 孙宁 , 谢艳 , 杨国超 , 蒋鸿 , 蒋婧妍 , 杨振华 , 姚波 , 金志伟 , 杜宁 , 殷造林 , 陈星豪
Abstract: 本发明提供一种提高风洞传感器测量稳定性和精准度的方法，该方法首先在静态时，给同量程、同类型的多个传感器输入多组标准值并得到其对应的测量值数组，随后程序判断测量值是否在风洞试验要求的测量精度范围内，将对应的多组测量值之间的相互差值的绝对值作为神经网络的输出对神经网络进行训练，从而建立神经网络差值预测模型，在试验状态下，通过神经网络差值预测模型，得到预测差值数据，再将其与计算实时差值数据进行比较判断，实行表决法，将超过神经网络模型预测结果的值进行否决，对符合预测标准的测量值进行求和取平均，得到传感器测量最优值，从而提高传感器测量稳定性和精准度。
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公开(公告)号：CN117409226B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311725458.9
申请日：2023-12-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种压敏漆图像标记点自动识别与配准方法，涉及风洞试验领域，主要包括带压敏涂层模型的高亮标记点制备、试验图像采集、标记点自动识别、图像配准四步。本发明提供一种压敏漆图像标记点自动识别与配准方法，其能自动识别压敏漆试验图像标记点，便于后期进行图像的高精度配准，攻克了压敏漆试验图像智能自动化批处理的技术瓶颈，能够大幅缩减图像后处理工作量和时间，提高试验测试效率，提升压敏漆技术的工程实用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116989973A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310684809.X
申请日：2023-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 蒋鸿 , 张林 , 谢艳 , 李平 , 赵莉 , 许新 , 刘刚 , 杨洋 , 尹刚 , 杨振华 , 姚丹 , 石宇 , 林涵融 , 韩俐羽 , 乔至远 , 覃源远 , 何健 , 林鸿浩
Abstract: 本发明公开了一种暂冲式高速风洞连续变迎角测压试验数据处理方法，通过此数据处理方法后，可将大容量的分散的、不同步的多个采集系统采集的连续试验数据精准同步起来，准确描述出试验过程中多个采集系统采集的全部变量之间的相互关系；将连续试验数据的离散处理，并按照阶梯测压原始数据的保存格式保存，缩小连续测压试验数据的数据量，而且可以将对连续变迎角测压数据的后续处理分析归一化到阶梯测压处理的流程中，即简化了对连续变迎角测压数据处理的难度，同时也方便了连续变迎角测压和阶梯测压的比较分析。
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公开(公告)号：CN116839859A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310432118.0
申请日：2023-04-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 赵莉 , 蒋鸿 , 李平 , 刘刚 , 杨振华 , 尹刚 , 谢艳 , 覃源远 , 乔至远 , 石宇 , 韩俐宇 , 林瀚融 , 曹宇晴 , 陈星豪 , 黄伟豪 , 何健 , 林鸿浩
Abstract: 本发明公开了一种风洞测压试验数据实时监测和离线修正方法，目的是为了解决测压试验过程中，压力采集系统运行状况无法监测、数据真值未知无法比对、试验数据质量难以判定等一系列问题，本发明在不增加系统外设的前提下，充分发掘压力采集系统现有设备潜能，实现测压数据的实时动态监测，并为数据的离线分析与修正提供了依据。通过类推比较法，实现了对压力采集系统运行状态的实时监控，降低了设备故障等可能带来的试验车次报废、数据失效等风险；本发明系统改动少，操作灵活便捷，方法经济实用，同步采集的设定恒定压力和实测恒定压力的差值，为试验数据的后期离线修正提供了依据，提高了数据精准度。
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公开(公告)号：CN114476122B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202210277512.7
申请日：2022-03-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 史晓军 , 徐扬帆 , 吴军强 , 陶洋 , 吴继飞 , 陈植 , 刘大伟 , 杨振华 , 贾巍 , 李阳 , 张昌荣 , 刘光远 , 闫昱 , 曾开春 , 刘祥 , 杨可朋 , 刘超
Abstract: 本发明公开了一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法，该装置设置在风洞槽壁试验段，在高速气流环境下模拟实际的空中加油过程；所述装置包括：加油机模型、受油机模型、加油软管、加油锥和运动机构；其中，加油软管的一端与加油机模型连接，另一端与加油锥连接，运动机构用于控制受油机模型与加油锥的距离与角度，实现受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近直至对接。本发明在国内首次实现了了基于高速风洞设备的空中加油对接过程地面模拟装置及方法，采用弹性结构实现对加油软管的气动特性测量，通过动态天平以及模型视频变形测量技术，使得在飞行状态下的空中加油对接过程的数据精准度提高，对于优化完善加/受油系统具有重要的支撑意义。
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公开(公告)号：CN112345199B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202011182088.5
申请日：2020-10-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种暂冲式高速风洞迎角传感器振动影响修正方法，该方法通过在迎角传感器轴线方向上加装两个三轴加速度传感器，计算得到不同方向、不同振动模态下迎角传感器处离心加速度的大小，进而可实现迎角传感器因振动引起的角度测量误差的修正，该方法不需要事先估算有效振动半径，可同时补偿多个振动模态引起的角度偏差，具有较高的角度补偿精度和实用性。
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公开(公告)号：CN114476123A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210277521.6
申请日：2022-03-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 史晓军 , 闫昱 , 吴军强 , 陶洋 , 吴继飞 , 陈植 , 刘大伟 , 杨振华 , 贾巍 , 徐扬帆 , 李阳 , 曾开春 , 张昌荣 , 刘光远 , 刘祥 , 刘超 , 杨可朋
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，所述方法包括：步骤1)建立软管式空中加油对接模拟装置的相似准则，所述空中加油对接模拟装置包括加油机、加油软管、伞锥和受油机；步骤2)基于相似准则，结合柔性多体动力学，建立空中加油对接模拟装置的动力学模型；步骤3)根据模拟试验要求，基于动力学模型，根据相似准则实现软管式空中加油对接模拟装置的设计，利用多体动力学求解器计算受油机对接伞锥后软管的动力学响应，进而实现加油对接过程中加油软管和伞锥的动态现象及动态特性的模拟。
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