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公开(公告)号：CN118863467A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411320344.0
申请日：2024-09-23
IPC分类号： G06Q10/0631 , G06F30/27 , G01M9/02 , G01M9/08 , G06F111/10 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/06 , G06N3/126
摘要： 本发明公开了一种基于机理模型的试验排程优化方法及试验排程优化系统，涉及风洞系统试验领域，包括：建立风洞系统试验系统机理模型，根据系统组成定义其模块化架构，描述任务执行与设备响应机理；采用离散过程规划算法或者排程算法构建排程算法模型；通过排程逻辑驱动程序调用排程算法模型、风洞试验系统机理模型；与软件平台进行关联和/或集成，构建组态化的可视化监控界面；通过图形界面应用软件，集成排程逻辑驱动程序，封装数学模型和机理模型。本发明提供一种基于机理模型的试验排程优化方法及试验排程优化系统，通过风洞试验运行的机理模型与试验排程优化设计结合，解决现有技术存在的计算量大、耗时长、试验计划制定效率低等问题。
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公开(公告)号：CN118410717B
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410813908.8
申请日：2024-06-24
IPC分类号： G06F30/27 , G01M9/00 , G06F18/25 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种飞行器风洞试验的设计方法，涉及航空航天试验技术领域，解决了现有设计方法能力不足的问题；方法包括：任务需求分析捕获，确定试验目的、待研究物理问题；结合复杂风洞试验系统，得出关键影响因素集，规划试验内容，确定待测物理量，对待研究物理问题进行解耦，得出基准工况与关键工况；制定试验方案，包括设备信息、技术手段和试验用动态运行表，通过飞行器多因素数据综合分析与显示方法，开展多因素风洞试验的物理特性分析；采用多域融合分析技术，确定待测物理量在时空域、时频域和相关性中的特征与演化规律；本发明能高效实现新兴技术在风洞试验中的应用，为新一代航空航天飞行器的试验技术升级发展提供有力支撑。
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公开(公告)号：CN118643595A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202411102761.8
申请日：2024-08-13
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种测力试验设计方法及系统，涉及低高速气动地面模拟试验领域，用以辅助试验人员快速、准确地确定出最终试验方案。通过导入设备三维模型、从数据库中选择设备三维模型和参数化设计设备三维模型中的一种或多种方式，快速确定试验设备及试验参数，根据试验设备及试验参数确定初步试验方案；再自动对初步试验方案进行校核，校核通过则输出最终试验方案，校核不通过则提示重新确定试验设备及试验参数，并标识出校核不通过之处。本发明能够快速构建出试验设备模型，并自动对初步试验方案进行校核，可以大幅缩减构建和调整试验方案的周期，同时提高最终试验方案的准确性。
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公开(公告)号：CN116894353B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311152408.6
申请日：2023-09-08
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G01M9/00 , G01M9/08 , B64F5/60 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，属于实验空气动力学领域，目的在于解决现有方法多根据经验和探针尺寸设计试验方案，缺少设计输入的有效支撑，设计风险较高的缺陷。本申请的估算方法采用模型展弦比、机翼参考面积、飞行速度、升力系数等参数，估算尾涡位置、强度等信息，不需要模型的外形细节，不仅避免了漩涡流动数值模拟的难题，而且能够有效拓宽该方法的适用范围，具有较强的适应性。本申请能够完善飞行器尾涡参数获取方法，快速估算尾涡位置、强度、涡核半径等关键信息，既能够应用于编队飞行风洞试验尾涡测试方案设计中，还能够用于评估真实飞行中的尾涡特性，对于保障试验质量、降低试验成本，具有显著的指导作用。
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公开(公告)号：CN113970930B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202111211022.9
申请日：2021-10-18
IPC分类号： G06F30/28
摘要： 一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法，所述方法包括：沿飞行器的轴线方向，从飞行器的前部至中部，分别截取若干个横截面，每个横截面设置一个测压孔阵列，所述测压孔阵列包括4个测压孔，呈“+”型分布，每个测压孔对应连接一个压力传感器；根据每个测压孔对应的压力传感器所采集的压力数据，计算相应的气动参数；根据孔位选取准则，结合气动特性从飞行器前部和中部各选取一个测压孔阵列，从而完成无驻点形式的FADS系统测压孔设计。本发明的方法无需驻点，对于经历严酷的气动加热环境的再入飞行器而言，提供了一种全新的设计方法和解决方案，具有很好的工程实用推广价值。
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公开(公告)号：CN112903232B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202110087849.7
申请日：2021-01-22
摘要： 本发明公开了一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，通过风洞支撑机构与设置在风洞内的迎角机构连接，所述装置包括：匹配过渡段、流量调节组件和驱动电机；其中，所述匹配过渡段，用于连接飞行器模型的进气道装置，使得气体由进气道装置经匹配过渡段进入流量调节组件；所述飞行器模型的进气道装置为前部进气，后部排气的结构；所述流量调节组件，包括锥形渐扩式管道和设置在管道内的调节锥，所述调节锥受电机控制在管道内前后运动，进而调节进入的气体流量；所述电机，用于控制调节锥的前后运动。对于不同几何外形的试验模型，只需将其后体进行必要的优化设计后，便可与本装置匹配连接，具有很好的通用性，并且试验效率成倍提高。
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公开(公告)号：CN115933362A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211379967.6
申请日：2022-11-04
IPC分类号： G05B11/42
摘要： 本发明公开了一种风洞试验减震装置的控制方法、装置、设备及存储介质，涉及控制技术领域。本发明提供一种风洞试验减震装置的控制方法，应用于风洞试验减震装置，所述方法包括：确定前一控制周期对应的六分量天平检测到的振动测量信号；对所述振动测量信号进行模态解耦以及方向解耦，得到单自由度的独立模态信号；根据所述独立模态信号以及对应每一阶信号对激励信号的传递函数确定下一控制周期的控制信号；根据所述控制信号对所述减震装置的动作器驱动以降低支杆的振动。能够有效地对该减震装置进行闭环控制，降低支杆模型的振动。
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公开(公告)号：CN113567085B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202110958087.3
申请日：2021-08-20
摘要： 本发明公开了一种二元叶栅高速风洞阵风模拟装置。该阵风模拟装置包括1片横穿在风洞喷管出口或者试验段入口位置的二元的叶栅，还包括安装在试验段外部驱动叶栅做摆动运动的驱动装置；以高速风洞来流为前方，当叶栅以正弦曲线摆动时，在试验段下游区域形成以正弦形式变化的高速阵风流场；叶栅为上下对称的翼面，展长为风洞试验段宽度的80％～100％，根部弦长为风洞试验段宽度的20％～25％。该阵风模拟装置利用二元的叶栅摆动时产生的扰动气流在试验段生成高速阵风流场，试验段中的高速阵风流场均匀区沿横向分布区域较宽，可用于开展高频低幅值高速阵风环境下的飞行器半模或者全模的高速阵风响应及减缓试验。
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公开(公告)号：CN115683543A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211360246.0
申请日：2022-11-02
摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种高速飞行器蒙皮壁板颤振特性试验装置和试验方法。试验装置包括背压腔、电磁阀、背压腔压力传感器、控制系统和气压伺服系统；背压腔及气压伺服驱动系统控制蒙皮壁板模型两侧压差，根据风洞来流马赫数、试验段静压实时控制背压腔压力，保证蒙皮壁板模型两侧压差为给定数值，适用于开展侧壁支撑的高速飞行器蒙皮壁板颤振特性试验。试验方法根据高速飞行器的飞行工况给定壁板颤振模型两侧压差，通过控制系统向气压伺服系统发送指令，通过改变背压腔容积调整背压腔压力，并在试验过程中根据风洞试验段流场静压变化情况实时调整背压腔压力，保证了试验数据的准确性。
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公开(公告)号：CN111982454B
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN202010881898.3
申请日：2020-08-28
摘要： 本发明公开了一种用于颤振风洞试验的阻拦网防护系统及其防护方法。该保护系统包括分布在试验段后部沿风洞轴线前后排列的阻拦网Ⅰ和阻拦网Ⅱ；阻拦网Ⅰ的网格为均匀分布的边长为L的正方形网格，阻拦网Ⅰ通过框架固定在试验段后部；阻拦网Ⅱ具有与阻拦网Ⅰ的网格相同的正方形网格，阻拦网Ⅱ的顶边与阻拦网Ⅰ的顶边平齐，阻拦网Ⅱ的底边悬空，阻拦网Ⅱ的最下方网格高度为0.5L，阻拦网Ⅱ的两侧边安装在竖直滑轨上，阻拦网Ⅱ与竖直滑轨之间装卡有插销，阻拦网Ⅱ沿滑轨的竖直滑动距离为0.5L，插销的做动机构与风洞测控系统连接。该保护方法中，插销接收触发信号马上弹出，阻拦网Ⅱ下落，竖直方向加密网格，阻挡试验模型的飞落部件，保护风洞。
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