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公开(公告)号：CN117950668B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410350778.9
申请日：2024-03-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种飞行器表面压力数据显示软件设计方法。设计方法包括考察试验模型表面测压点分布规律，确定测压点位置数据；确定数据输出格式；建立测压显示配置文件；建立飞行器表面压力数据显示软件界面；进行飞行器表面压力数据显示。设计方法基于测压模型测压点分布，预先编制好测压配置，按照测压配置读取试验数据，再根据显示需求进行画图及分析。设计方法实现了飞行器表面压力数据显示软件的通用设计，提高了飞行器表面压力数据处理和分析效率，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN117147090B
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311416061.1
申请日：2023-10-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种声爆试验测压轨位置及姿态调整装置及方法，目的在于解决在大型超声速风洞开展声爆试验时，试验模型与测压轨相对空间位置不匹配、不准确，导致声爆测量结果准确性及可靠性较差的问题。该调整装置包括模型基准平台、测压轨基准平台；所述模型基准平台包括第一弧形连接部、第一水平连接部、第一竖向连接部，所述第一弧形连接部上设置有第一圆弧形凹槽，所述第一弧形连接部、第一竖向连接部、第一水平连接部相连为一体。本发明提供的方法能够应用于超声速风洞中，利用本申请的装置和方法能够实现测压轨和试验模型相对位置的良好匹配，获得准确性和可靠性较高的声爆信号测量结果，对于提升测试结果的准确性，具有(56)对比文件钱战森 等.超声速飞行器声爆预测技术研究现状与发展建议.气动研究与试验.2023,第1卷(第04期),第64-74页.Morris, O.A.;Miller, D.S..Sonic-boomwind-tunnel testing techniques at highMach numbers.JOURNAL OF AIRCRAFT.1972,第9卷(第9期),第664-7页.刘中臣;钱战森;冷岩;高亮杰.声爆近场空间压力风洞测量技术.航空学报.(第04期),第114-126页.
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公开(公告)号：CN114970347A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210599014.4
申请日：2022-05-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于物理模型和机器学习的天平校准公式拟合方法，包括：在天平校准过程中获取天平所受的力载荷与对应的电压信号数据，采用机器学习的方法通过优化计算获得模型的系数，剔除模型中的非必要项，直至模型中的所有项都是必要项，确定最终物理模型，以最后模型系数的平均值为最终物理模型的系数；本发明以物理模型为基础，天平公式的物理意义比较明确，采用机器学习获得的模型系数在全量程范围内具有最好的匹配性，基于统计结果剔除非必要项，可以消除非真实项的干扰，使天平公式的准确性更高。
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公开(公告)号：CN111695264A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010545227.X
申请日：2020-06-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于音爆传播计算的多波系同步推进波形参数方法。该方法基于音爆射线管追踪和Thomas的波形参数模型，采用内外双循环流程进行传播计算，具体步骤为：a.初始化；b.射线管单步跟踪(外循环起始)；c.计算射线管单步推进中波形传播预期步长参数T(内循环起始)；d.步长参数T符合性检验及其更新、各区间长度因子F1,i和F2,i的递进计算；e.多波系同步推进的波形参数传播计算；f.判断波形传播是否达到射线管末端(内循环终止判断)；g.判断射线管是否达到终止位置(外循环终止判断)。该方法可以在一个时间步内完成多道激波生成或者激波融合，提高了计算效率和计算稳定性。
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公开(公告)号：CN108910019B
公开(公告)日：2020-03-31
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110646161A
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201911061546.7
申请日：2019-11-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法。本发明的用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法在试验模型表面喷涂车用普通漆，使模型表面可以形成较高的反射率和折射率，表面红外发射率达到0.9，耐高温冲击和腐蚀，且加工难度小、便于清洁，易于形成清晰的干涉条纹图像。本发明的用于油膜干涉测量中的被测物表面处理方法能够满足各类航空航天飞行器试验模型在高温、强冲击风洞试验环境下的表面摩擦应力油膜干涉测量的需求。
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公开(公告)号：CN106644356B
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201611043784.1
申请日：2016-11-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种适用于空腔流动风洞试验研究的变雷诺数装置及方法，该方案通过改变空腔尺寸实现雷诺数的变化，然后在平板前缘安装台阶块，调节空腔入口边界层厚度，使无量纲边界层厚度与基本状态保持一致，实现雷诺数单变量研究。本方案提出的方法解决了增压和单纯变空腔尺寸等方法存在的雷诺数和无量纲边界层厚度同时变化、相互耦合的问题，真正实现了亚声速条件下雷诺数的单变量研究。
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公开(公告)号：CN107972877A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711431036.5
申请日：2017-12-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64D37/30
Abstract: 本发明公开一种氢燃料飞机。该氢燃料飞机包括：液氢燃料储箱、液氢输送管路、机翼和机身；液氢燃料储箱位于机身的下层空间内；液氢燃料储箱包括多个储箱，分别位于机身的前部、中部和后部；液氢输送管路包括第一管路和第二管路；第一管路包括多个管道，第一管路的管道用于连通相邻的两个储箱；第二管路的进口与机身中部的液氢燃料储箱连接；第二管路的出口连接发动机的燃料进口，第二管路的管道固定在机翼的前缘部分。本发明的氢燃料飞机采用液氢为燃料，无污染，节能减排。通过液氢输送管道的合理布置，利用液氢气化过程中吸热来降低机翼前缘的温度，推迟机翼表面流动转捩的发生，进而减小飞机所受到的阻力，提升飞机性能、提高经济性。
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公开(公告)号：CN106840576A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710144379.7
申请日：2017-03-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种高速风洞油流试验方法，属于风洞油流试验技术领域。包括如下步骤：配置高速风洞油流试验油剂，清洗试验模型，将试验模型安装于试验风洞内，准备试验设备。将高速风洞油流试验油剂设置于试验模型的表面形成油剂层。设定试验Ma、模型姿态角及吹风时间，启动试验风洞，获取瞬态油流图谱。停风后，拍摄静态油流图谱。此试验方法同时获得瞬态油流图谱和静态油流图谱，瞬态油流图谱与静态油流图谱进行对比分析、相互补充，使获得的试验模型的表面流动特征更为全面。
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公开(公告)号：CN106644356A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611043784.1
申请日：2016-11-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种适用于空腔流动风洞试验研究的变雷诺数装置及方法，该方案通过改变空腔尺寸实现雷诺数的变化，然后在平板前缘安装台阶块，调节空腔入口边界层厚度，使无量纲边界层厚度与基本状态保持一致，实现雷诺数单变量研究。本方案提出的方法解决了增压和单纯变空腔尺寸等方法存在的雷诺数和无量纲边界层厚度同时变化、相互耦合的问题，真正实现了亚声速条件下雷诺数的单变量研究。
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