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公开(公告)号：CN116718344B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202311003315.7
申请日：2023-08-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种多参数的推力矢量喷流光学标定方法，属于推力矢量喷流计量技术领域，解决了现有技术中数值仿真和传统地面试验装置存在的缺点问题；方法步骤为：S1、构建由瞬态光学测量系统和红外辐射测量系统组成的复合式测量系统；S2、同时测量推力矢量喷流的密度场、速度场和辐射场，获得瞬态阴影图像数据；S3、使用数字图像处理技术，处理瞬态阴影图像数据，提取推力矢量喷流的喷流二维速度、喷流矢量角、空间波系结构、喷流温度和辐射强度；S4、对推力矢量喷流的性能进行标定，形成推力矢量喷管的体系化评估标准；本发明准确度高、性能稳定、特征参数提取全面，能为推力矢量喷管性能体系化评估提供有力的数据支撑。
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公开(公告)号：CN116735069A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202311023856.6
申请日：2023-08-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01L11/02
Abstract: 本发明提供一种新型流场压力光学测量方法，属于高速流场压力测量技术领域，解决了现有技术空间分辨率低、破坏流场、信号干扰等各类局限性问题；包括：S1、采用柔性材料，设计具有压力敏感特性的超材料结构色器件；S2、设计完成后，制备并获得超材料结构色器件；S3、对超材料结构色器件进行压力定标，获得超材料结构色器件的压力定标数据；S4、搭建试验压力测量系统，应用超材料结构色器件，测量飞行器模型在高速流场下的表面压力，结合压力定标数据，得出模型表面二维压力场分布；本发明创新性的提出超材料结构色测量流场的思路理念，其应用性能稳定，试验可重复性高，可实现较高分辨率的二维压力分布测量。
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公开(公告)号：CN113899525A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202111475980.7
申请日：2021-12-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于雷诺应力测量系统技术领域，具体涉及一种基于复合式纹影技术的可压缩雷诺应力测量系统。其技术方案为：一种基于复合式纹影技术的可压缩雷诺应力测量系统，包括按照光线从发射到接收的顺序依次布置的光源子系统、第一主反射镜、第二主反射镜、成像子系统，光源子系统、第一主反射镜、第二主反射镜、成像子系统的连线呈Z字形，成像子系统包括四棱锥刀口。本发明提供了一种基于复合式纹影技术的可压缩雷诺应力测量系统。
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公开(公告)号：CN113761667A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202111125590.7
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于超声速客机的空重估算方法。该空重估算方法依据部件或者装置的关键特征相似性选择重量的统计模型，采用Raymer战斗机重量估算体系公式来计算超声速客机机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；采用Raymer运输机重量估算体系公式来计算超声速客机机身、起落架、飞控系统、APU安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；引入技术进步权重因子，获得部件或者装置以及各分系统的估计重量。该方法高效快速，能够较为精确的估算超声速客机的机体结构重量和推进系统重量。
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公开(公告)号：CN112230669A
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN202011100398.8
申请日：2020-10-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器俯仰速率对滚转运动稳定性影响的判定方法。该方法首先设定飞行器模型的正弦强迫俯仰运动的数学模型，在θ‑θ0＝θm的附近区域，飞行器模型进行滚摆运动，在θ＝θ0附近区域，飞行器模型进行偏滚转运动；其次由静态关系出发，进行非线性分析，当从0逐渐增大时，飞行器模型从滚摆运动发展到偏滚转运动或交替偏滚转吸引盆运动直至翻滚运动；最后判定俯仰速率对滚转运动稳定性的影响，当Iy>Iz时，在出现高空强迫俯仰时，飞行器模型进行偏滚转运动，当 继续增大，飞行器模型偏滚转运动会一直发展下去，最后导致飞行器翻滚。该方法可以通过飞行器俯仰速率实现对其滚转运动稳定性的预判。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107352042B
公开(公告)日：2020-03-10
申请号：CN201710556494.5
申请日：2017-07-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开了一种超声速湍流边界层的减阻方法，通过在飞行器表面的湍流区域壁面温度上叠加一个沿流动方向上的宽度为100个粘性尺度的温度波动条纹，得到壁面温度分布；并通过在飞行器表面的湍流区上印刷微尺度的网状电阻丝，并在网状节点处印刷上热电偶元件用于即时监测壁面温度，通过计算机控制壁面上各支路电阻丝的发热功率使得壁面温度满足确定的壁面温度分布。与现有技术相比，本发明的积极效果是：本发明通过在物面采用电路印刷技术印刷上微尺度的电阻丝电路，并采用计算机控制各支路的电阻丝发热功率，从而实现表面温度分布的精确控制，通过温度脉动场和速度脉动场的相互影响，限制速度条带的发展，能够抑制湍流脉动，降低阻力。
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公开(公告)号：CN108910019A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810730177.5
申请日：2018-07-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种采用热双金属微锯齿结构的空气流动控制系统。所述系统包括：基座、热双金属微锯齿条、电热板和控制器，所述电热板内嵌在所述基座上，所述热双金属微锯齿条紧贴所述电热板的上方，所述控制器与所述电热板连接，所述控制器用于控制所述电热板的温度、热流和加热时间，空气在所述热双金属微锯齿条的上方流动。采用本发明的系统能够改变边界层的流动，实现流动的主动控制。
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公开(公告)号：CN105183975B
公开(公告)日：2018-07-03
申请号：CN201510551635.5
申请日：2015-09-01
Applicant: 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: 本发明公开了一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，根据飞行器模型表面外形数学模型分别生成前机、后机计算网格，所述前机、后机计算网格均包含拓扑结构相同的过渡块网格；在自由边界状态下求解前机流场数据；在前机流场数据计算收敛后导出前机过渡块网格尾涡流场数据；将导出的前机过渡块网格尾涡流场数据读入后机的过渡块网格中；以读入的过渡块网格数据为边界条件计算后机流场数据。本发明方法采用数量较少的计算网格进行数值模拟，同时前机模型扰流场结果可用于后机处于不同展向/流向位置，以及不同飞行姿态计算，避免了常规计算中前机模型的多次计算。
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公开(公告)号：CN107491608A
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201710711618.2
申请日：2017-08-18
Applicant: 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: 本发明公开了一种飞机编队飞行的队形参数优化方法及系统，该方法包括：利用数值模拟计算方法得到僚机气动力系数的数值响应面模型；获取数值模拟计算方法中的部分样本点；以部分样本点为试验样本点进行编队飞行风洞试验，获得试验数据；根据试验数据建立僚机气动力系数的试验响应面模型；根据数值响应面模型和试验响应面模型，建立混合响应面模型；通过高效全局优化算法对混合响应面模型进行飞机编队飞行的队形参数优化，得到最优飞机编队位置参数。本发明将数值模拟计算方法与风洞试验方法相结合，提高了该优化过程的数据精度且降低了成本。
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公开(公告)号：CN107051364A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710114619.9
申请日：2017-02-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
CPC classification number: B01J19/2465 , B01J8/08 , B01J19/12
Abstract: 本发明公开了一种撞靶式超声速气流加速低热固相反应装置，该装置包括气流输送单元、固体物料颗粒输送单元、反应器，反应器包括超声速喷管、混合加速室、靶头，在超声速喷管内部同轴方向贯穿设置轴向进料管，轴向进料管的入口端连接料斗和送粉器，轴向进料管的出口端延伸至混合加速室。本发明通过控制超声速气流中低热固相化学反应过程，并定量测量相关参数，解决了有关固相合成过程中瞬态中间相的捕捉和确定、瞬态中间相的演化步骤、各步骤速率的确定等问题，具有重要的应用价值。
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