-
公开(公告)号：CN116933686A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310895941.5
申请日：2023-07-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种转捩探测电热涂层嵌入式供电电极设计方法，该方法包括：根据待测模型的电热涂层喷涂区域，以走线距离最短、破坏待测模型最小为原则，确定供电电极走线位置，预开引线槽及盖板，盖板侧面边缘预留一定缝隙形成侧壁通道；打磨和/或抛光处理模型表面；根据待测模型设计情况将供电电极裁剪成合适尺寸的T型；对盖板边缘以及盖板下方喷涂白色底层进行绝缘处理，并粘贴裁剪好的T型电极；在T型电极上焊接供电线缆，并将供电线缆从待测模型内部线缆通道及侧壁通道穿出；喷涂电加热层，电加热层完全包裹电极并与白色底层相邻；喷涂白色顶层作为绝缘层，再喷涂温敏漆。
-
公开(公告)号：CN114476122B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202210277512.7
申请日：2022-03-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 史晓军 , 徐扬帆 , 吴军强 , 陶洋 , 吴继飞 , 陈植 , 刘大伟 , 杨振华 , 贾巍 , 李阳 , 张昌荣 , 刘光远 , 闫昱 , 曾开春 , 刘祥 , 杨可朋 , 刘超
Abstract: 本发明公开了一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法，该装置设置在风洞槽壁试验段，在高速气流环境下模拟实际的空中加油过程；所述装置包括：加油机模型、受油机模型、加油软管、加油锥和运动机构；其中，加油软管的一端与加油机模型连接，另一端与加油锥连接，运动机构用于控制受油机模型与加油锥的距离与角度，实现受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近直至对接。本发明在国内首次实现了了基于高速风洞设备的空中加油对接过程地面模拟装置及方法，采用弹性结构实现对加油软管的气动特性测量，通过动态天平以及模型视频变形测量技术，使得在飞行状态下的空中加油对接过程的数据精准度提高，对于优化完善加/受油系统具有重要的支撑意义。
-
公开(公告)号：CN114646451B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210269157.9
申请日：2022-03-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于多分量空气动力载荷测量传感器技术领域，公开了一种双固支部件天平。本发明的双固支部件天平为钢件组合结构，左耳片和右耳片位于钢件组合结构的左、右两端，元件位于中段；元件由从左至右顺序连接的左固定端、左测量段、左过渡段、自由端、右过渡段、右测量段和右固定端组成。作用在飞行器模型上的气动力通过设置在上述两个测量段上的电阻应变计转换为电压信号，将电压信号进行数据处理后得到所需的气动力和力矩。本发明的双固支部件天平在满足天平强度、刚度及各分量灵敏度的前提下，确保了各分量的灵敏度加载精准度，实现了在高速风洞中利用双固支部件天平进行风洞测力试验时飞行器模型被测部件承受的气动载荷的精确测量。
-
公开(公告)号：CN113155399B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202110367472.0
申请日：2021-04-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高速飞行器表面压力与变形三维连续分布同步测量方法，应用于风洞试验或飞行试验，所述方法包括：在待测飞行器表面依次喷涂压敏漆白色底漆涂层、DIC黑色散斑和半透明的压敏漆面漆涂层；设置试验状态参数，进行试验；设置试验状态参数；通过待测飞行器周围设置的光源，激发压敏漆面漆涂层中的发光有机高分子，并通过压敏漆测量技术专用相机对压敏漆面漆涂层图像进行单目视觉的采集，进行压力测量；同时通过DIC变形测量技术专用相机对DIC黑色散斑图像进行双目视觉采集，进行变形测量；对采集的压敏漆面漆涂层图像和DIC黑色散斑图像进行处理，获得待测飞行器的表面压力与变形三维连续分布数据。
-
公开(公告)号：CN114880885B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202210794361.2
申请日：2022-07-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验数据的温度效应评估与修正方法，目的在于解决风洞低温运行时模型热胀冷缩效应影响修正问题。对于低温运行风洞而言，为提高试验雷诺数，温度运行下限极低，同时为评估雷诺数影响，采用不同温度运行，使得热胀冷缩效应对模型尺度的影响不能忽略，需要开展低温风洞试验数据修正研究。本发明采用恢复温度计算模型特征尺寸的变化，不需要测量模型表面温度，不仅避免了温度传感器安装布设难题，而且能够有效拓宽该方法的适用范围。同时，本发明仅通过三个参数即可快速评估温度效应影响，以及对试验数据的实时修正，工程实用性好，能够满足风洞试验数据质量要求，为未来先进风洞设备运行和试验数据质量提升提供了依据。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114880885A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210794361.2
申请日：2022-07-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验数据的温度效应评估与修正方法，目的在于解决风洞低温运行时模型热胀冷缩效应影响修正问题。对于低温运行风洞而言，为提高试验雷诺数，温度运行下限极低，同时为评估雷诺数影响，采用不同温度运行，使得热胀冷缩效应对模型尺度的影响不能忽略，需要开展低温风洞试验数据修正研究。本发明采用恢复温度计算模型特征尺寸的变化，不需要测量模型表面温度，不仅避免了温度传感器安装布设难题，而且能够有效拓宽该方法的适用范围。同时，本发明仅通过三个参数即可快速评估温度效应影响，以及对试验数据的实时修正，工程实用性好，能够满足风洞试验数据质量要求，为未来先进风洞设备运行和试验数据质量提升提供了依据。
-
公开(公告)号：CN112296537B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202011144183.6
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B23K26/38 , B23K26/064 , B23K26/70
Abstract: 本发明提供了一种转捩带切割激光发射对位装置，属于包括机体、竖面位移机构和光路机构；竖面位移机构包括横移组件和竖移组件，横移组件控制竖移组件横向移动，竖移组件包括竖向移动的安装平台；光路机构包括激光器、激光光路、反射镜架和振镜组件；激光器和激光光路固定安装在机体上，反射镜架固定在横移块上，振镜组件固定安装在安装平台上；反射镜架接收激光器经过激光光路发出的激光并将激光反射向振镜组件。能够有效地将激光器射出的激光持续射入可以在竖面上位移的振镜内，还可以通过可调的反射镜架根据实际安装情况对激光的光路进行微调。振镜上设置除尘件可以与振镜同步运动对需要激光切割的部分进行除尘操作。
-
公开(公告)号：CN114476123A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210277521.6
申请日：2022-03-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 史晓军 , 闫昱 , 吴军强 , 陶洋 , 吴继飞 , 陈植 , 刘大伟 , 杨振华 , 贾巍 , 徐扬帆 , 李阳 , 曾开春 , 张昌荣 , 刘光远 , 刘祥 , 刘超 , 杨可朋
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，所述方法包括：步骤1)建立软管式空中加油对接模拟装置的相似准则，所述空中加油对接模拟装置包括加油机、加油软管、伞锥和受油机；步骤2)基于相似准则，结合柔性多体动力学，建立空中加油对接模拟装置的动力学模型；步骤3)根据模拟试验要求，基于动力学模型，根据相似准则实现软管式空中加油对接模拟装置的设计，利用多体动力学求解器计算受油机对接伞锥后软管的动力学响应，进而实现加油对接过程中加油软管和伞锥的动态现象及动态特性的模拟。
-
公开(公告)号：CN113970930A
公开(公告)日：2022-01-25
申请号：CN202111211022.9
申请日：2021-10-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 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。
-
公开(公告)号：CN112525474B
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202011525714.6
申请日：2020-12-22
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
102
records
(took 0.043 seconds)
