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公开(公告)号：CN119005070A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411463500.9
申请日：2024-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G01M9/06 , G01M9/02 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了高速风洞试验流场参数不确定度评估方法、装置及介质，涉及航空航天飞行器风洞试验领域；本发明，借助一般飞行器气动数据库试验需要较多吹风车次的特点，忽略模型条件更换对流场控制和测量结果不确定度的影响，对试验流场条件进行分析归类，可方便获得数十次相同试验流场条件下的流场参数统计不确定度，样本量大，不确定度结果的可信度高，且无需增加试验内容，经济性高，流程简单易行，便于编程快速实现，能够有效提高飞行器气动特性数据精准度的评估能力。
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公开(公告)号：CN118817234B
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411300686.6
申请日：2024-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种气动设备测控系统，涉及低高气动试验系统领域，用以大幅节省试验时调整阀门的时间。系统包括上位机、下位机和现场设备，上位机通过网络交换机与下位机通信，下位机与现场设备相连；上位机根据配置的测控参数，生成测控指令下发给下位机，下位机根据测控指令，对现场设备执行测控试验，现场设备执行的测控试验包括跨声速试验段和超声速试验段；测控参数包括气源压力、目标马赫数、总压和PID参数；下位机对现场设备的马赫数和总压采用预置阀门开度+阀门开度精调的控制调节方式，阀门开度精调，采用误差分段PID控制算法进行控制，并利用PID参数自整定。本发明能够自动、快速调节相应阀门到试验要求位置，大幅节省试验周期。
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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：CN113358327A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110911847.5
申请日：2021-08-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本申请公开一种高平尾布局的高速模型平尾“回”形变角装置。其包括立尾和若干变角块对。立尾形成有“回”形连接结构，“回”形连接结构具有第一连接部和第二连接部，第一连接部和第二连接部呈台阶状。变角块包括耳片和“回”形安装结构，“回”形安装结构具有第一安装部和第二安装部，第一安装部和第二安装部呈台阶状且与第一连接部和第二连接部呈嵌合对应，耳片连接于第一安装部。相同变角块对的耳片偏角相同，不同变角块对的耳片偏角不同。立尾被配置为与任一对变角块对可拆卸地配合，变角块对中的两个变角块分别呈嵌合状并可拆卸地连接于立尾的两侧，第一安装部与第一连接部可拆卸地连接，第二安装部与第二连接部可拆卸地连接。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108100247A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201810083492.3
申请日：2018-01-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种可收放垂直起降长航时无人飞行器布局，包括机身和对称设置在机身两侧的大展弦比机翼，所述机身的机头和机尾分别设置有可以倾转的涡桨发动机，所述机翼分为三段，机翼的一端与机身固定连接，机翼的另外两段可以沿着机身方向进行两次折叠；本发明采用大展弦比可折叠机翼、前后置可倾转涡桨发动机，使得该飞行器可实现舰艇部署，具备恶劣环境起降和短距离起降能力，具备高空长航时飞行能力，前后置可倾转涡桨发动机可有效规避单发故障。
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公开(公告)号：CN119476142B
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202510074410.9
申请日：2025-01-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种基于湍流拟序结构的湍流边界层数据生成方法及系统，该方法包括：建立一种湍流边界层中的平均流向速度模型，同时建立了流向脉动速度、法向脉动速度和展向脉动速度的均方根分布模型；以流向脉动速度的均方根分布模型为约束，利用速度条带构造了流向脉动速度；以展向和法向脉动速度的均方根分布模型为约束，利用流向涡的诱导速度构造了法向脉动速度和展向脉动速度；根据平均流向速度、以及流向脉动速度、法向脉动速度和展向脉动速度，并引入随机扰动，合成得到湍流边界层中的速度分量。本申请可以实现湍流边界层的快速生成，通过该方法生成的湍流数据可以用作湍流数值计算的入口边界条件和初始场的初值条件。
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公开(公告)号：CN119476142A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202510074410.9
申请日：2025-01-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种基于湍流拟序结构的湍流边界层数据生成方法及系统，该方法包括：建立一种湍流边界层中的平均流向速度模型，同时建立了流向脉动速度、法向脉动速度和展向脉动速度的均方根分布模型；以流向脉动速度的均方根分布模型为约束，利用速度条带构造了流向脉动速度；以展向和法向脉动速度的均方根分布模型为约束，利用流向涡的诱导速度构造了法向脉动速度和展向脉动速度；根据平均流向速度、以及流向脉动速度、法向脉动速度和展向脉动速度，并引入随机扰动，合成得到湍流边界层中的速度分量。本申请可以实现湍流边界层的快速生成，通过该方法生成的湍流数据可以用作湍流数值计算的入口边界条件和初始场的初值条件。
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公开(公告)号：CN119354474A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411930270.2
申请日：2024-12-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种工程适用的天平弹性角高精度修正方法。本发明的工程适用的天平弹性角高精度修正方法包括地面加载，获得杆式天平及支撑系统的弹性角系数；实时解算外挂物模型的弹性角；初步修正外挂物模型的弹性角；二次修正外挂物模型的弹性角。本发明的工程适用的天平弹性角高精度修正方法能够实现实际俯仰姿态角与俯仰姿态角目标值的差量为0.005°，在工程上完全满足试验精度需求，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN108100212B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN201810084045.X
申请日：2018-01-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于所述机翼的后掠角可以变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转；机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。
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