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公开(公告)号：CN120087009A
公开(公告)日：2025-06-03
申请号：CN202510571818.7
申请日：2025-05-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/18 , G01M9/08 , G01M9/04 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，公开了一种高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法。设计验证方法包括以下步骤：确定总体结构和设计要求；确定加热结构；确定压力测点和温度测点；确定独立温控调节装置；验证隔热槽对温度梯度分布影响；验证隔热措施的隔热效果；考察温度产生的模型结构变形；获得热流密度与表面温度关系曲线；研究模型结构变形对流场的影响。设计验证方法证明了高速风洞的前体和进气道热实验模型具备精确的温度控制与隔热保护能力，并验证了壁温变化对流场结构的显著影响；能够有效复现气动热耦合效应，建立了高超声速进气道热‑流耦合实验平台，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN119337510B
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411889226.1
申请日：2024-12-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06V10/44 , G06V10/764 , G06V10/774 , G06V10/82 , G06N3/0464 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于多源数据融合的飞行器气动特性智能重构方法，涉及智能流体力学预测领域，包括：飞行器多源气动特性数据准备，建立飞行器流动特征智能降维模型，准备用于多源数据融合的飞行器气动特性智能预测模型的数据集，建立多源数据融合的飞行器气动特性智能预测模型，对飞行器气动特性智能预测模型进行迭代训练，采用相应验证数据集进行验证，选择性能最优的权重模型便可对后续待测试工况进行预测。本发明提供一种基于多源数据融合的飞行器气动特性智能重构方法，能实现多源数据信息的高效融合，从而构建出高精度的飞行器气动特性智能重构预测模型。
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公开(公告)号：CN117647374B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410103212.6
申请日：2024-01-25
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: 本发明公开了一种基于动态压力数据获取高速射流剪切层迁移速度的方法，涉及高速风洞试验技术领域，包括：在具有稳定流场的高速自由射流风洞试验中，通过垂直调整带压力传感器的测试支架探头与高速射流剪切层区域的空间位置，以采集三组动态压力数据；基于对每组动态压力数据之间的互相关函数进行归一化处理，提取最大互相关系数对应的三个时间延迟值；将三个时间延迟值代入公式，以得到高速射流剪切层的迁移速度UC。本发明公开一种基于动态压力数据获取高速射流剪切层迁移速度的方法，其能根据风洞动态压力试验数据的相关性来获取大尺度空间高速射流剪切层的迁移速度，为高速射流风洞流场品质控制、风洞安全运行、试验方案制定提供重要输入。
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公开(公告)号：CN115892470B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310025770.0
申请日：2023-01-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64D1/02
Abstract: 本申请公开了一种内置式设备分离安全防护系统。该系统包括进气装置、射流供给装置、矢量控制装置以及支撑装置，进气装置用于引进所述内置式设备舱前缘边界层高能气流，以及收集所述内置式设备舱前缘边界层高能气流的气体，射流供给装置用于提供气流，矢量控制装置用于矢量调节喷射气流，从而可以实现降低内置式设备分离过程的气动载荷强度，适用于多种类型的飞行器，并可以不受使用时间以及适用范围的限制。
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公开(公告)号：CN115508040B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211463601.7
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种速度场与温度场数据同步并行采集系统及应用方法，涉及风洞试验领域，包括总压测量子系统、稳定段总压和温度场动态数据采集子系统；各子系统中分别设置有至少一个采集终端，且各采集终端中的每个采集单元均使用独立、同型的AD数字仪，通过锁相环进行锁相，所述AD数字仪的处理器中集成有时间戳计数器；各子系统通过相配合的外部同步控制模块为各采集终端提供一个锁相后的同步时钟；各系统的各采集终端通过同步触发器与中央处理单元连通。本发明提供一种速度场与温度场数据同步并行采集系统及应用方法，能在不同采集系统中，实现高超声速风洞试验速度场与温度场动态数据的同步并行采集，有效保证数据的采集精确度和时域相关性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115493800A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211437857.0
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种稳态压力与脉动压力数据同步并行采集系统及应用方法，涉及风洞试验领域，在稳态压力测量子系统、脉动压力测量子系统中，各采集终端中的每个采集单元均使用独立、同型的AD数字仪，且通过锁相环进行锁相，且所述AD数字仪的处理器中集成有时间戳计数器；所述稳态压力测量子系统、脉动压力测量子系统通过外部同步控制模块提供同步时钟；所述稳态压力测量子系统、脉动压力测量子系统的各采集终端通过相配合的同步触发器与中央处理单元连通。本发明提供一种稳态压力与脉动压力数据同步并行采集系统及应用方法,实现在风洞试验中，对稳态压力数据与脉动压力数据的同步并行采集，以保证后续数据处理的精确度和时域相关性。
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公开(公告)号：CN112377269A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202110030853.X
申请日：2021-01-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: F01D9/04
Abstract: 本发明公开了一种适用于对转升力推进装置的抗畸变静子设计方法，主要针对原始静子设计中55%叶高以上区域叶型。将局部静子前/尾缘半径分布、安装角分布、弦长轴向投影分布、中弧线长度分布以及最大厚度分布等多结构参数分布耦合分析并重构叶型，同时按畸变范围合理布局抗畸变静子区，用以改变静子局部畸变传播特征。本发明具有可抑制升力推进装置第二级转子进口流场周向不均匀度、第二级转子进口多种流场参数非定常效应以及第一级静子尾迹效应的作用，同时，采用该静子结构对升力风扇气动定常性能曲线无有害影响。此外，本发明在设计加工方面具有一定的简便性，具有实际工程推广应用的潜力。
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公开(公告)号：CN108706092B
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201810543823.7
申请日：2018-05-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种锯齿形飞行器武器舱噪声抑制装置，包括设置在武器舱前沿表面的扰流板，所述扰流板包括底面基板和与底面基板连接的扰流片，所述扰流片通过连接点可以绕着底面基板转动，转动后的扰流片与底面基板的夹角为0°～90°之间的任一角度。扰流片横梁上下表面均为锯齿结构，可以大幅度提高对来流的控制效果；扰流片底部的间隙减小了装置在来流法向上的投影面积，从而降低了飞行器的气动阻力；通过改变扰流片与基板间的倾角，保证扰流片的高度与边界层厚度相当，在不同速度条件下均可对下游舱体产生最佳降噪效果。
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公开(公告)号：CN110987355A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911232435.8
申请日：2019-12-05
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: 本发明公开了一种不同口径风洞测压软管连接方法，所述测压软管连接方法至少包括如下步骤：S1：软管选定步骤；S2：热缩管选定步骤；S3：热缩管剪裁步骤；S4：软管连接步骤；S5：连接头处理步骤。通过本发明公开的测压软管连接方法，实现了各种不同规格尺寸间管体的快速连接，避免了现有技术的各种问题，且根据实际使用验证，本方法连接的不同口径软管完全满足风洞试验通气性和气密性需求。
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公开(公告)号：CN108304645A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810085077.1
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
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种空腔噪声产生与传播规律的一体化数学建模方法，具体包括以下步骤：步骤S1：建立空腔噪声问题的关键影响参数和空腔噪声问题的表征参数系统；步骤S2：建立并化简空腔可压缩流动控制方程；步骤S3：建立空腔噪声产生及传播的一体化数学建模方程；步骤S4：建立空腔气动声学边界条件，得出空腔气动声学壁面条件和空腔气动声学远场条件的控制方程。本发明的有益效果是：建立空腔噪声产生与传播规律的一体化数学建模方程，能够从根源上保证所建立方程的正确性；有利于抓住空腔噪声产生与传播耦合问题的本质和关键参数，对于空腔噪声研究的实验与数值研究具有积极的指导作用；提高空腔了噪声问题的研究效率；为全面分析空腔噪声产生和传播机制的奠定了理论基础。
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