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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105651480B
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201511013557.X
申请日：2015-12-31
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正试验无法进行的问题。本发明采用条带悬挂支撑机构作为辅助支撑，通过模拟有无尾支撑系统的试验状态，获取尾支撑系统对试验模型的支撑干扰修正量，从而获得经过修正后的试验结果，包括模型气动力和力矩等。本发明进行修正时，二次干扰小，试验迎角范围大，试验模型抖动幅度小，所得修正结果更加准确，具有良好的使用价值和社会效益。
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公开(公告)号：CN105651480A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201511013557.X
申请日：2015-12-31
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正试验无法进行的问题。本发明采用条带悬挂支撑机构作为辅助支撑，通过模拟有无尾支撑系统的试验状态，获取尾支撑系统对试验模型的支撑干扰修正量，从而获得经过修正后的试验结果，包括模型气动力和力矩等。本发明进行修正时，二次干扰小，试验迎角范围大，试验模型抖动幅度小，所得修正结果更加准确，具有良好的使用价值和社会效益。
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公开(公告)号：CN105527069B
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201610000405.4
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN105527069A
公开(公告)日：2016-04-27
申请号：CN201610000405.4
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN205449433U
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201620000643.0
申请日：2016-01-04
Applicant: 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本实用新型公开了一种跨声速风洞试验支撑装置，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本实用新型通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本实用新型通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本实用新型能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本实用新型设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
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