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公开(公告)号：CN113804394A
公开(公告)日：2021-12-17
申请号：CN202111324612.2
申请日：2021-11-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验领域，提供了一种喷气防冰装置、冰形在线测量系统及方法，其中：喷气组件包括总气管、分气管、分流排、喷气管，总气管的一端与分气管的一端连接；分流排内设有中空腔体，在分流排的外周还设置有一个进气口和多个排气口，中空腔体、进气口、排气口相互贯通；分气管的另一端连接于进气口，排气口上连接有喷气管；整流隔离组件包括整流罩、安装板、隔离罩，安装板上设置有通孔，整流罩和隔离罩安装于安装板的两侧；整流罩在一侧形成第一开口，整流罩在通孔位置形成第二开口，喷气管沿整流罩的内壁均匀分布，朝向第一开口的外侧。通过本发明的喷气防冰装置，防止了整流罩中产生水雾或者结冰，测量装置进行准确的测量。
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公开(公告)号：CN113642681A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202111193419.X
申请日：2021-10-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种飞行器模型表面标记点的匹配方法，包括如下步骤：步骤S100：构造飞行器模型表面的标记点云，所述标记点云包括无风参考图标记点云和有风工作图标记点云；步骤S200：采用双向最近邻搜索法，对有风工作图标记点云和无风参考图标记点云的标记点到进行初始匹配；步骤S300：根据初始匹配结果，对有风工作图标记点云和无风参考图标记点云的标记点到进行精确匹配。通过本发明的方法，实现了不同飞行器模型有风状态下，飞行器模型发生非刚体弹性畸变的情况下，标记点可以自动进行匹配，减少了人工交互的工作量，调高了工作效率。
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公开(公告)号：CN113092051A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110629965.7
申请日：2021-06-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种风洞试验动态压力和流场分布的测量系统和测量方法。测量系统包括：试验模型、PIV系统、PSP系统、差压扫描阀、可调压腔、粒子发生器、压力调节器和校准腔，所述试验模型测试面上设置有所述多个测压孔，所述差压扫描阀设有测量端、参考端和校准端，所述测量端与所述多个测压孔连接，所述参考端与所述可调压腔连接，所述校准端与所述校准腔连接，所述粒子发生器和所述压力调节器均与所述校准腔连接。本发明的目的是提供一种更加准确的风洞试验动态压力和流场分布的测量系统。
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公开(公告)号：CN112268684A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011461313.9
申请日：2020-12-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统及方法，该系统包括激励光源和测量装置，所述测量装置包括扩束单元、相机和反光镜；所述扩束单元包括依次布置的凹透镜、第一柱面透镜和第二柱面透镜，所述激励光源输出的点光源经过凹透镜进行扩束，而后经过第一柱面透镜和第二柱面透镜在两个正交的维度进行扩束，根据待测部件的尺寸来确定扩束后光斑的尺寸；光源经过扩束单元扩束后，再经过一个反射镜将光反射至待测部件，然后通过相机进行图像采集。本方法是基于上述系统来实施的。本发明具有可实现旋翼可变方位角、上下表面实时测量、提高测量效率等优点。
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公开(公告)号：CN111739048B
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN202010728466.9
申请日：2020-07-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G06T7/13 , G06F30/20 , G06F30/12 , G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明适用于结冰风洞冰形测量技术领域，提供了一种结冰风洞试验冰形几何轮廓线数字化方法，利用标准化冰形绘制纸完成冰形绘制，扫描已经完成冰形绘制的标准化冰形绘制纸，输出扫描图片，扫描图片中包括冰形坐标系、比例尺线、冰形几何轮廓线，识别所述扫描图片中的冰形坐标系和比例尺线，提取扫描图片中的冰形几何轮廓线数字化离散点；本发明可以准确地识别扫描图片中的冰形坐标系和比例尺线，无需手动设置冰形坐标系，实现了冰形几何轮廓线的自动提取，且提取效率高、提取精度高，尤其适用于大规模的试验冰形几何轮廓线的数字化提取任务。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111473946A
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN202010378493.8
申请日：2020-05-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种结冰风洞试验三维冰形在线测量装置及方法，属于结冰风洞试验测量技术领域。所述测量装置由相机、线激光器、介质膜反射镜、光学镜架、支杆、旋转台、基座组成。相机安装固定在基座上，用于采集图像；线激光器通过支杆安装固定在基座上，用于产生激光片光；介质膜反射镜通过光学镜架安装固定在旋转台中心位置，用于反射线激光器产生的激光片光；旋转台安装固定在基座上，用于转动介质膜反射镜。对测量装置进行离线标定后，可整体直接安装固定在结冰风洞观察窗外进行应用，可有效实现结冰风洞试验过程中结冰三维冰形在线测量，具有安装便捷、操作简单、非接触式、安全性好等优点。
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公开(公告)号：CN111458101A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN202010170781.4
申请日：2020-03-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种风洞固定翼模型表面脉动压力测量方法，其步骤包括：步骤S1：通过相机拍摄暗背景；将相机和激励光源架设于模型待测压力面的正上方，试验现场处于暗室环境，通过相机拍摄环境暗背景图；步骤S2：打开激励光源；步骤S3：通过相机拍摄无风参考图像；步骤S4：风洞起风；风洞开车，运行至试验风速和试验状态；模型在流场内，利用压敏漆感受模型表面的压力发生变化，激励光源和相机在流场外；步骤S5：相机拍摄实验图像，记录模型表面脉动压力情况；步骤S6：计算、实验结果显示。本发明具有操作使用简便、智能化程度高、检测效率高、检测效果好等优点。
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公开(公告)号：CN107462392A
公开(公告)日：2017-12-12
申请号：CN201710780818.3
申请日：2017-09-01
Applicant: 南京航空航天大学 , 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于虚拟模板的高精度自动标定方法：将有源标识点安装在三自由度自动标定装置移动头上，在指定坐标空间生成符合一定分布特性的虚拟立体标定模板；通过虚拟模板，建立大规模超定方程组并优化求解，提高标定效率和系统应用的灵活性。
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公开(公告)号：CN118913599B
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411407063.9
申请日：2024-10-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本申请涉及一种进气道结冰范围试验方法、装置、设备以及存储介质，涉及飞机测试技术领域，实现针对大尺寸飞行器进行大进气流量条件下的结冰试验。方法包括：获得待测飞行器在自然来流条件下对应的流场特性分布规律；对所述待测飞行器按照预设尺寸比例缩小，得到待测试验件；所述预设尺寸比例根据试验段尺寸获得；计算所述待测试验件在试验段中进气道内部和进气道外部流场特性符合所述流场特性分布规律时，所述待测试验件的风洞来流条件；所述进气道内部流场特性由所述试验段进气模拟的能力确定；按照所述风洞来流条件对所述待测试验件进行结冰范围试验。
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公开(公告)号：CN118913599A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411407063.9
申请日：2024-10-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本申请涉及一种进气道结冰范围试验方法、装置、设备以及存储介质，涉及飞机测试技术领域，实现针对大尺寸飞行器进行大进气流量条件下的结冰试验。方法包括：获得待测飞行器在自然来流条件下对应的流场特性分布规律；对所述待测飞行器按照预设尺寸比例缩小，得到待测试验件；所述预设尺寸比例根据试验段尺寸获得；计算所述待测试验件在试验段中进气道内部和进气道外部流场特性符合所述流场特性分布规律时，所述待测试验件的风洞来流条件；所述进气道内部流场特性由所述试验段进气模拟的能力确定；按照所述风洞来流条件对所述待测试验件进行结冰范围试验。
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