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公开(公告)号：CN105279144B
公开(公告)日：2018-08-28
申请号：CN201510655531.9
申请日：2015-10-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/25
Abstract: 本发明涉及一种风洞试验数据文本文件的排版方法，其中方法包括：预先生成文档排版配置；用户通过输出文档排版界面，选择预先生成的排版配置或者建立新的排版配置作为排版的基础；基于用户选定的排版配置，解析用户选取的一组试验数据或模板数据，对数据按照分组层次进行呈现；接收用户的编辑指令，根据所述编辑指令修改排版配置并保存。本发明实现了通过图形化界面配置输出文件的数量、输出文件名称和内容格式，无需修改软件代码，配置过程简单、直观、灵活，提高了效率，减少了风洞试验程序准备的时间。
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公开(公告)号：CN104699947B
公开(公告)日：2017-08-04
申请号：CN201510016783.7
申请日：2015-01-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种采用RANS/LES混合技术模拟飞行器摇滚运动的方法，目的在于解决现有技术无法准确模拟飞行器大范围分离流动条件下的自激摇滚运动的问题，主要包括：在传统的非定常RANS方法基础上对湍流模型长度尺度进行适当修正，构造出DES类方法；采用预估‑校正算法，在双时间步的伪时间迭代过程中实现流场控制方程和刚体运动方程的紧耦合求解，得到飞行器气动参数和运动参数随时间的变化历程。本发明能够在保证一定计算效率的前提下，较准确地模拟复杂流动条件下飞行器自激摇滚运动，为飞行器气动/运动的非线性耦合特性评估提供有效手段。
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公开(公告)号：CN106918438A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710206338.6
申请日：2017-03-31
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: G01L23/00 , G01L27/002 , G01M9/06 , G01M9/062
Abstract: 本发明公开一种多分量力及力矩的测量方法及系统。该方法通过获取加速度传感器测量值；根据所述加速度传感器测量值、所述加速度传感器的固有频率和阻尼比，获取第一加速度值；根据所述第一加速度向量确定惯性力向量；获取力传感器施加于刚体的力向量；根据所述惯性力向量和所述力传感器施加于刚体的力向量，确定所述刚体受到的多分量力及力矩值，所述多分量力及力矩值为所述刚体的除力传感器施加的力以外的力向量。采用本发明的方法及系统，将加速度传感器的阻尼计算在内，考虑了阻尼造成的输出偏差问题，显著提高了测量的精度，降低了相应的人力、物力成本。
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公开(公告)号：CN106767940A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710098715.9
申请日：2017-02-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01D3/032
CPC classification number: G01D3/032
Abstract: 本发明公开了一种抑制供电频率干扰的方法，包括相位跟踪、噪声获取和噪声扣除三部分内容。本发明针对常用的滤波降噪方法易造成信号失真的缺陷，利用供电频率干扰引起的噪声与供电频率同步且一定条件下噪声波形不变的特性，提供了一种通过扣除噪声手段抑制供电频率干扰的方法，使得抑制噪声的过程不会造成真实信号的畸变。该方法基本原理是在信号输出为零或恒值时采集噪声，并对噪声按照周期进行平均以抑制随机噪声，得到一个周期内不同相位的参考噪声，通过一定的算法将含噪声的信号与参考噪声进行相位匹配，进而减去对应相位的参考噪声。
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公开(公告)号：CN104198154A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410475807.0
申请日：2014-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种双端测力装置及测量方法，属于航空航天测力试验气动力测量技术领域，用于针对风洞气动、运动耦合研究的测力试验时，测量分段试验模型的高精度和准度的六分量气动力；所述的双端测力装置是一整块高弹性钢材加工而成，内部为中空结构，包括前段模型连接端、前段天平、固定端、后段天平和后段模型连接端组成，所述的前、后段天平分别采用“米”字梁和“I”形梁作为弹性敏感元件，其具体尺寸不同；所述的测量方法是通过前段天平和后段天平联合测量试验模型的气动合力与力矩。本发明解决了特种试验中分段模型同时进行六分量测力的问题，可广泛应用于吊架支撑、张线支撑、腹支撑方式等模型中部支撑方式的风洞测力试验中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119849034A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202510316046.2
申请日：2025-03-18
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 , G06F30/23 , G06F111/20 , G06F113/26 , G06F111/04 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞行器结构设计领域，公开了一种基于颤振约束的联接翼结构优化设计方法。本发明的一种基于颤振约束的联接翼结构优化设计方法包括确定联接翼结构设计变量；确定联接翼结构性能评价指标，建立优化准则；建立联接翼结构初步设计方案，进行有限元分析；进行联接翼结构优化；开展联接翼结构的三维结构设计。本发明的基于颤振约束的联接翼结构优化设计方法，综合考虑联接翼结构布局参数、尺寸参数、目标质量参数、复材铺层参数、颤振临界速度参数，设计效率高、成功率高，具有理论研究和应用价值。
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公开(公告)号：CN119147211A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411604147.1
申请日：2024-11-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种预估风洞模型支杆系统动稳定性及颤振边界的方法，属于风洞试验领域，包括：S1、以风洞模型为对象，建立考虑支杆的动力学模型；S2、基于S1得到的动力学模型以及设定的参数值，预估风洞模型支杆系统的颤振边界动压q；S3、将实际风洞试验过程中的运行动压q0与颤振边界动压q进行对比，以判断风洞模型支杆系统在整个试验过程中的动稳定性。本发明提出一种预估风洞模型支杆系统动稳定性及颤振边界的方法，能够降低常规测力风洞试验时突然因失速颤振导致振动发散的风险，防止因试验风险评估不充分而造成的重大经济损失，对常规测力风洞试验设计具有重要的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN114964695B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202210595887.8
申请日：2022-05-30
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，公开了一种具有两自由度的风洞试验半模支撑装置。该装置采用“限位杆+限位滑板”结构，包括沉浮机构、俯仰机构和辅助机构。沉浮机构用于提供半模模型所需沉浮运动自由度，俯仰机构用于提供半模模型所需的俯仰自由度，辅助机构则用于提供半模模型配重。该装置结构简单，控制可靠，结构强度大，适用范围广，沉浮位移和俯仰角度调节能力强，自动化程度高，主体机构安装在风洞试验段外侧，对流场干扰小，安装快捷方便，具备紧急制动功能，能够适应风洞动态试验要求，可作为模型的支撑机构开展各类动态风洞试验，具有普适性。
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公开(公告)号：CN113883826B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202111157908.X
申请日：2021-09-30
Applicant: 西安交通大学 , 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: F25J1/02
Abstract: 一种低温冷凝回收挥发性气体的系统，由真空泵系统、三级压缩机系统以及低温氮气冷凝换热系统连接组成；混合废气与真空泵系统抽空入口相连被抽入真空泵；从真空泵排出的气体经风冷式冷却器的散热风扇冷却后进入压缩前缓冲罐；三级压缩机系统入口与压缩前缓冲罐出口连接，经三级压缩中间冷却的气体进入冷氮气冷却的套管式换热器后通入冷箱前高压缓冲罐；冷箱前高压缓冲罐中的气体送至低温氮气冷凝换热系统，分两路经过换热器组，其中一路换热器组由冷氮气冷却；另一路换热器组的冷源为完成冷却的两路的反流气体；所有冷凝下来的液体汇集于液体储罐中，并通过电加热气化器气化后供再利用；本发明可用于工业上大规模废气处理的场合，处理效果明显。
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公开(公告)号：CN114923656B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202210851916.2
申请日：2022-07-20
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全机颤振风洞试验的绳索支撑系统，涉及风洞试验和机器或结构部件的静或动平衡测试技术领，包括风洞试验段，设置在风洞试验段中的飞机模型，还包括：限位绳，其两端连接在风洞试验段的内壁上，且位于飞机模型前方；牵引块，其位于飞机模型的后方；所述牵引块上连接有可收放的牵引绳；水平主绳，其活动挂接在飞机模型两侧；两根所述水平主绳向前延伸后共同滑动连接在限位绳上，两根所述水平主绳向后延伸后分别固定连接在牵引块的两端，从而对飞机模型形成环绕。本发明对飞机模型机身模态影响更小，提高颤振试验模拟测试精度，对飞机模型强度要求低，且具有对风洞试验流场干扰小、模型姿态调节精度和效率更高的优点。
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