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公开(公告)号：CN102539107B
公开(公告)日：2014-01-01
申请号：CN201210036066.7
申请日：2012-02-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明提供一种实现风洞试验信号精确同步的方法，该方法包括以下步骤：1测试延迟时差：将安装在风洞中的飞行器模型按给定的速率在一个姿态角变化区间内来回变化，同时测量系统按照一定的采集率均匀连续的同步采集应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据，送入计算机；计算机分别对应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行互相关函数计算分析，求出应变天平各分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差；2进行同步修正：风洞试验时，根据获得的延迟时差，对测得的应变天平各分量电信号的数据进行精确的同步修正。本发明具有可以最终实现风洞试验信号精确同步的突出优点。
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公开(公告)号：CN105865741B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201610169788.8
申请日：2016-03-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，目的在于解决采用现有方法进行横向气流偏角测量时，存在试验车次较多、成本较高、状态复杂等的问题。本发明的主要思路如下：利用模型机翼作为侧向力的作用面，其载荷大，侧向力的测量精准度高，同时避免了支撑机构对来流的扰动。在进行数据处理时，本发明将天平轴系力（矩）矢量转换到模型体轴系或气流坐标系；转换后，对基本纵向升力‑攻角曲线在模型正、反转后侧向力处插值，获得正、反装对应的横向角度。本发明在准确、可靠的基础上，能尽快获得横向气流偏角指标，以利于流场均匀性衡量和横向气流偏角对试验结果的影响分析，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN102539107A
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201210036066.7
申请日：2012-02-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明提供一种实现风洞试验信号精确同步的方法，该方法包括以下步骤：1测试延迟时差：将安装在风洞中的飞行器模型按给定的速率在一个姿态角变化区间内来回变化，同时测量系统按照一定的采集率均匀连续的同步采集应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据，送入计算机；计算机分别对应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行互相关函数计算分析，求出应变天平各分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差；2进行同步修正：风洞试验时，根据获得的延迟时差，对测得的应变天平各分量电信号的数据进行精确的同步修正。本发明具有可以最终实现风洞试验信号精确同步的突出优点。
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公开(公告)号：CN106644361A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610866381.0
申请日：2016-09-30
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
CPC classification number: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种测量跨声速风洞试验段空间流场对称性的简易方法，利用锥柱体模型具有刚度大、测压稳定、可承载高马赫数试验的特点，使用直接头和转接头安装于风洞迎角机构，进行若干组空间对称迎角的阶梯测压试验，通过测压数据分析局部空间流场对称性。在进行数据处理时，本发明对在空间对称迎角状态下，锥柱体模型外侧(或内侧)测压面的测压数据进行处理，换算成马赫数和压力恢复系数，进行差量处理，以便通过该差量评价试验段局部空间流场对称性质量。采用本发明能够有效减少启动车次的次数，降低试验成本，便于对试验段局部空间流场对称性进行快速检测和分析。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105865741A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610169788.8
申请日：2016-03-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
CPC classification number: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，目的在于解决采用现有方法进行横向气流偏角测量时，存在试验车次较多、成本较高、状态复杂等的问题。本发明的主要思路如下：利用模型机翼作为侧向力的作用面，其载荷大，侧向力的测量精准度高，同时避免了支撑机构对来流的扰动。在进行数据处理时，本发明将天平轴系力（矩）矢量转换到模型体轴系或气流坐标系；转换后，对基本纵向升力?攻角曲线在模型正、反转后侧向力处插值，获得正、反装对应的横向角度。本发明在准确、可靠的基础上，能尽快获得横向气流偏角指标，以利于流场均匀性衡量和横向气流偏角对试验结果的影响分析，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN109269436B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201710579945.7
申请日：2017-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空航天风洞试验领域。本发明针对现有技术存在的问题，提供一种检测方法及装置。采用该方法无论超声速风洞二元挠性壁喷管侧壁处于合拢时的工作状态，还是处于打开时的检修状态，均能够实现喷管型面的快速检测，大大缩短了喷管型面检测准备时间，有效地提高了喷管型面检测效率，保证喷管型面测量结果的可靠性。所述基准坐标系建立是在激光跟踪仪架设在喷管出口下游的独立平台上测量喷管上固定的点、线为前提；通过XOY面、XOZ面以及根据喷管出口法兰面构建的平面为交点作为基准坐标系原点，通过该原点建立基准坐标系；并且上下壁板侧边沿空间坐标的测量方式为靶球同时紧贴喷管侧壁以及上下壁板沿轴向移动测量。
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公开(公告)号：CN109269436A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201710579945.7
申请日：2017-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空航天风洞试验领域。本发明针对现有技术存在的问题，提供一种检测方法及装置。采用该方法无论超声速风洞二元挠性壁喷管侧壁处于合拢时的工作状态，还是处于打开时的检修状态，均能够实现喷管型面的快速检测，大大缩短了喷管型面检测准备时间，有效地提高了喷管型面检测效率，保证喷管型面测量结果的可靠性。所述基准坐标系建立是在激光跟踪仪架设在喷管出口下游的独立平台上测量喷管上固定的点、线为前提；通过XOY面、XOZ面以及根据喷管出口法兰面构建的平面为交点作为基准坐标系原点，通过该原点建立基准坐标系；并且上下壁板侧边沿空间坐标的测量方式为靶球同时紧贴喷管侧壁以及上下壁板沿轴向移动测量。
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公开(公告)号：CN106644361B
公开(公告)日：2018-12-28
申请号：CN201610866381.0
申请日：2016-09-30
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: 本发明公开了一种测量跨声速风洞试验段空间流场对称性的简易方法，利用锥柱体模型具有刚度大、测压稳定、可承载高马赫数试验的特点，使用直接头和转接头安装于风洞迎角机构，进行若干组空间对称迎角的阶梯测压试验，通过测压数据分析局部空间流场对称性。在进行数据处理时，本发明对在空间对称迎角状态下，锥柱体模型外侧(或内侧)测压面的测压数据进行处理，换算成马赫数和压力恢复系数，进行差量处理，以便通过该差量评价试验段局部空间流场对称性质量。采用本发明能够有效减少启动车次的次数，降低试验成本，便于对试验段局部空间流场对称性进行快速检测和分析。
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公开(公告)号：CN205460603U
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201620189555.X
申请日：2016-03-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本实用新型提供一种流场均匀稳定的超声速灭火装置，包括超声速喷嘴、橡胶软管、气源储罐和空气压缩机；超声速喷嘴通过橡胶软管与气源储罐连通，超声速喷嘴与橡胶软管之间以及橡胶软管与气源储罐之间均设有截止阀；空气压缩机与气源储罐连通；超声速喷嘴的内壁面为基于三次B样条曲线配置轴线马赫数分布的特征线方法设计的曲面。本新型的超声速灭火装置整体结构精简；采用基于三次B样条曲线配置轴线马赫数分布的特征线方法设计出的超声速喷嘴，能够使喷嘴出口获得均匀性好、气流速度精确、不存集中波系的高品质超声速流场；超声速和空气源的结合，使得灭火时气流持续时间长、稳定性好，灭火效率高，且灭火方式不造成二次污染，绿色环保。
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