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公开(公告)号：CN117687446B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410158135.4
申请日：2024-02-04
摘要： 本发明公开了一种暂冲式风洞主引射器压力控制方法，该控制方法采用有主引射器，还采用有相互独立的主引压力一号测量通道和主引压力二号测量通道，主引压力一号测量通道和主引压力二号测量通道分别测量主引射器管路内的主引压力，主引压力二号测量通道的前端设有持压舱；在风洞试验启动充压阶段，由主引压力一号测量通道负责主引压力反馈值测量，当主引压力进入给定值误差带形成稳态后，切换至主引压力二号测量通道负责主引压力反馈值测量。该方法的使用不会延长风洞启动充压时间，在主引压力稳态调节时，能减小噪声对主引压力测量的影响，提高主引压力的控制精度，同时两路测量通道互为监测，也能提高主引压力测量系统的安全性。
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公开(公告)号：CN117147090A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311416061.1
申请日：2023-10-30
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 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，具有重要的意义。
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公开(公告)号：CN116754176B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202311055221.4
申请日：2023-08-22
IPC分类号： G01M9/08 , G06F30/28 , G01M9/00 , G01L11/00 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。该压力在线精确估计方法包括建立气源压力与采样时间的线性模型；通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。该压力在线精确估计方法算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
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公开(公告)号：CN116499700B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310753237.6
申请日：2023-06-26
摘要： 本发明涉及航空航天飞行器地面模拟试验技术领域，公开了一种风洞主引射压力分段控制方法及系统，该方法，首先，基于调压阀压力特性和试验控制参数的历史数据，构建主调压力控制模型；然后在试验过程中对主引进行分段控制；其中，分段控制包括：主引开环控制、主引闭环调节、扰动补偿控制，主引开环控制、扰动补偿控制量由主调压力控制模型计算得到，表示主引射压力。本发明解决了现有技术存在的主调初始预设参数过分依赖岗位人员经验导致的稳态偏差大和调节时间长、闭环控制过程中主调的波动调节以及无法有效补偿气源压力下降导致的扰动等问题。
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公开(公告)号：CN113761667A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202111125590.7
申请日：2021-09-26
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种用于超声速客机的空重估算方法。该空重估算方法依据部件或者装置的关键特征相似性选择重量的统计模型，采用Raymer战斗机重量估算体系公式来计算超声速客机机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；采用Raymer运输机重量估算体系公式来计算超声速客机机身、起落架、飞控系统、APU安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；引入技术进步权重因子，获得部件或者装置以及各分系统的估计重量。该方法高效快速，能够较为精确的估算超声速客机的机体结构重量和推进系统重量。
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公开(公告)号：CN105258913A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510668548.8
申请日：2015-10-13
摘要： 本发明公开了一种暂冲式超声速风洞正激波位置测量及判断的方法，通过对超声速风洞试验段入口至超声速扩散段出口沿线静压的测量和分析判断,寻找出静压忽然升高并随着型面扩张出现单调增加的位置,从而准确确定出正激波的位置并实时显示,使以往超声速风洞试验过程中无法确定的正激波位置变得实时可见,为超声速风洞精细化控制、智能化安全保护提供了有力的数据保障。采用该方法不仅能实时测量、判断和显示出风洞正激波的确切位置，同时还能实时显示出试验中正激波位置随试验模型姿态的变化情况，为准确预估正激波位置变化趋势，评定风洞试验危险等级，确保风洞安全运行提供数据支持。
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公开(公告)号：CN117760681A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410194980.7
申请日：2024-02-22
摘要： 本发明公开了一种适用于大型超声速风洞的组合式声爆试验装置及方法。该试验装置包括风洞，还包括位于风洞内的并行测量装置、单点测量装置和声爆试验模型装置。该试验方法包括如下不同形式的试验方式：单独使用单点测量装置按照模型移动法开展声爆试验；单独使用单点测量装置按照装置移动法开展声爆试验；单独使用并行测量装置开展声爆试验；以并行测量装置为主兼单点测量装置为辅开展声爆试验；同时使用单点测量装置和并行测量装置开展声爆试验。本发明的有益效果：实现了单点测量装置和并行测量装置兼容，既可以根据试验需求选择最合适的装置开展试验，也可以两套装置各自独立工作获取更多的试验数据，还可以采取“一为主一为辅”的方式。
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公开(公告)号：CN116754176A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311055221.4
申请日：2023-08-22
IPC分类号： G01M9/08 , G06F30/28 , G01M9/00 , G01L11/00 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。该压力在线精确估计方法包括建立气源压力与采样时间的线性模型；通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。该压力在线精确估计方法算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
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公开(公告)号：CN116044603A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310022178.5
申请日：2023-01-07
IPC分类号： F02K1/82
摘要： 本发明公开了一种用于挠性壁喷管的型面静态调试方法，目的在于解决现有方法在挠性壁超声速喷管型面静态调试过程中，喷管型面迭代修正次数较多，工作效率较低的问题。其包括如下步骤：（1）按照常规的喷管型面静态调试方法对第1个马赫数对应喷管静态调试型面进行调试，直至实测型面和理论型面偏差满足要求；（2）获取第2个马赫数对应的喷管型面与第1个马赫数对应的喷管型面在各执行机构上控制量的差量等。本申请在获得第一个马赫数对应的喷管静态调试型面后，将其视为基准型面，以其与相邻马赫数间理论型面或最近一次喷管静态调试型面间的差量作为调节量控制执行机构实施调节，获得的喷管型面作为该相邻马赫数参加喷管型面静调的初始型面。
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公开(公告)号：CN113761667B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111125590.7
申请日：2021-09-26
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种用于超声速客机的空重估算方法。该空重估算方法依据部件或者装置的关键特征相似性选择重量的统计模型，采用Raymer战斗机重量估算体系公式来计算超声速客机机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；采用Raymer运输机重量估算体系公式来计算超声速客机机身、起落架、飞控系统、APU安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；引入技术进步权重因子，获得部件或者装置以及各分系统的估计重量。该方法高效快速，能够较为精确的估算超声速客机的机体结构重量和推进系统重量。
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