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公开(公告)号：CN113092053A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110404266.2
申请日：2021-04-15
摘要： 本发明公开了一种绳索悬挂全机颤振试验支撑装置。该试验支撑装置将试验模型通过绳索悬挂在试验段内；绳索包括挂点在模型头部，位于试验模型前方的竖直平面内的V型绳索Ⅲ，挂点在模型尾部右侧，位于试验模型右后方的竖直平面内的V型绳索Ⅰ，以及挂点在模型尾部左侧，位于试验模型左后方的竖直平面内的V型绳索Ⅱ。绳索Ⅲ的上端固定连接控制电机Ⅲ，下端通过弹簧Ⅲ固定连接在控制电机Ⅳ。绳索Ⅰ的上端通过弹簧Ⅰ固定连接控制电机Ⅱ，下端通过弹簧Ⅱ固定连接在控制电机Ⅱ。绳索Ⅱ的上端通过弹簧Ⅳ固定连接控制电机Ⅰ，下端通过弹簧Ⅴ固定连接控制电机Ⅰ。该试验支撑装置能够实现试验模型的6自由度软支撑，适用于开展全机颤振风洞试验。
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公开(公告)号：CN112525474A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011525714.6
申请日：2020-12-22
摘要： 本发明公开了一种获得跨声速风洞堵塞干扰因子的方法，基于外形相同，缩比不同的大尺度模型和小尺度模型实现，所述方法包括：在两套模型若干个相同位置分别标注测点；然后在风洞中进行定马赫数变迎角测压试验，得到两套模型各标注测点在不同迎角下的压力系数；进行马赫数插值，得到名义马赫数状态下的压力系数；从小尺度模型名义马赫数状态下的压力系数中选取压力系数随迎角变化最小的k个点，k不小于3；从大尺度模型选取与小尺度模型相同位置的k个点，计算这k个点在大尺度模型与小尺度模型对应的压力系数的差量；结合小扰动方程，根据压力系数的差量得到k个堵塞干扰因子，求取平均值得到当前试验状态下大尺度模型的堵塞干扰因子。
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公开(公告)号：CN108303227A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810152069.4
申请日：2018-02-14
IPC分类号： G01M9/02
摘要： 本发明提供一种静气动弹性风洞试验半模型系统及试验方法，所述静气动弹性风洞试验半模型系统包括：设置在风洞内的半模型和设置在风洞壁板外侧的测量装置；所述半模型包括主体和气动翼面，所述主体在对称面的朝向所述风洞壁板的一侧还设置有增厚部，所述增厚部紧邻所述风洞壁板，所述增厚部用于使所述对称面和所述风洞壁板之间的间距大于或等于所述风洞的边界层厚度；所述测量装置用于测量所述气动翼面上的静气动弹性效应。本发明提供的静气动弹性风洞试验半模型系统及试验方法，可有效隔离洞壁边界层和消除缝隙窜流对半模型的气动干扰，且实用性和经济性高。
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公开(公告)号：CN118410717A
公开(公告)日：2024-07-30
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：CN108303227B
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN201810152069.4
申请日：2018-02-14
IPC分类号： G01M9/02
摘要： 本发明提供一种静气动弹性风洞试验半模型系统及试验方法，所述静气动弹性风洞试验半模型系统包括：设置在风洞内的半模型和设置在风洞壁板外侧的测量装置；所述半模型包括主体和气动翼面，所述主体在对称面的朝向所述风洞壁板的一侧还设置有增厚部，所述增厚部紧邻所述风洞壁板，所述增厚部用于使所述对称面和所述风洞壁板之间的间距大于或等于所述风洞的边界层厚度；所述测量装置用于测量所述气动翼面上的静气动弹性效应。本发明提供的静气动弹性风洞试验半模型系统及试验方法，可有效隔离洞壁边界层和消除缝隙窜流对半模型的气动干扰，且实用性和经济性高。
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公开(公告)号：CN114964696B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202210595933.4
申请日：2022-05-30
摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种具有俯仰自由度的风洞试验半模支撑装置。该装置采用“限位摆杆+限位滑块”结构，固定部件包括导轨，安装基座，位移传感器，电动推缸，推缸支座，用于提供安装基础、推动滑动部件沿导轨移动并实时测量位置；转动部件包括倾角传感器，俯仰限位摆杆，转动轴承，滚珠轴承，长转轴和模型连接法兰，用于提供半模模型所需的俯仰自由度；滑动部件包括俯仰限位滑块和滑块，用于提供半模模型所需的俯仰角限位与制动。该装置结构强度大，适用范围广，角度调节能力强，自动化程度高，主体机构安装在风洞试验段外侧，对流场干扰小，安装快捷方便，具备紧急制动功能，能够作为模型的支撑机构开展各类动态风洞试验。
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公开(公告)号：CN117451306A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311453328.4
申请日：2023-11-03
摘要： 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种飞行器蒙皮壁板颤振风洞试验的模型保护装置及试验方法。模型保护装置包括金属支撑板，固定在金属支撑板左、右两侧的电动直线推杆，控制系统和独立的稳压电源；控制系统的控制计算机连接暂冲式高速风洞的控制系统，控制计算机通过控制器控制电动直线推杆带动金属支撑板前后运动，金属支撑板向前运动的极限为前限位器的定位位置，金属支撑板向后运动的极限为后限位器的定位位置。试验方法控制金属支撑板在试验前和有效试验时间结束后顶住蒙皮壁板颤振模型，确保蒙皮壁板颤振模型在风洞启动和关车过程中不会因气流冲击而破坏，为获得高速飞行器蒙皮壁板颤振特性，进而优化高速飞行器设计提供了技术支持。
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公开(公告)号：CN116296236A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310456171.4
申请日：2023-04-25
摘要： 本发明公开了一种飞行器翼尖涡流测量方法及测量装置，目的在于解决目前翼尖涡流特性分析主要采用数值模拟和风洞试验方法，数值模拟对前处理规模和计算资源的要求极高，通常无法做到全范围模拟，而风洞试验成本极高，而且试验结果为长机对僚机影响的间接量，无法分析长机的翼尖涡流特性，对于不同的飞行速度或不同的飞行器构型的通用性较低的问题。该测量装置包括测试耙单元、位移单元、连接支撑板，所述位移单元与连接支撑板相连，所述测试耙单元与位移单元相连。本发明通过全新的测试装置及测试方法，能够实现长机翼尖涡流的准确、快速测试，提高飞行器翼尖涡流测试效率和准确性，为翼尖涡流影响评估提供有力手段。
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公开(公告)号：CN113465869B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202110958094.3
申请日：2021-08-20
摘要： 本发明公开了一种两侧叶栅高速风洞阵风模拟装置。该阵风模拟装置包括2片叶栅，2片叶栅左右对称，分别安装在风洞喷管出口的两侧，或者分别安装在试验段入口的两侧；还包括2个驱动装置，2个驱动装置分别安装在试验段外侧的左侧壁板和右侧壁板上，分别驱动对应的叶栅做摆动运动；以高速风洞来流为前方，当2片叶栅同步正弦曲线摆动时，在试验段下游、试验段纵向对称面左右两侧各20％试验段宽度区域内生成以正弦形式变化的高速阵风流场。该阵风模拟装置利用叶栅摆动时产生的翼尖涡及尾涡生成高速阵风流场，叶栅尺寸小巧，堵塞度小，阵风流场强度较高，能够满足不同口径高速风洞阵风模拟的试验需求。
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公开(公告)号：CN115452308B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211400436.0
申请日：2022-11-09
摘要： 本申请涉及一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，属于航空飞行器试验测量领域。该设备包括连接段、舵面、信号传输模块、角度调整模块和用于连接机翼的连接件，所述舵面可相对于所述连接段转动，所述连接件与所述连接段连接，所述信号传输模块用于检测所述舵面的转动角度，所述角度调整模块用于驱动所述舵面转动。通过本结构，可在航空飞行器的试验过程中连续改变舵面的偏转角，不但可以减少开模节约成本，更能节约时间提升试验效率，从试验里中获得更为全面的数据。
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