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公开(公告)号：CN118424642A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410467068.4
申请日：2024-04-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种大长细比压心靠后构型风洞测力试验的设计方法，利用已有应变天平，保证天平所受到的俯仰力矩不超设计量程，并尽量减小了支撑系统对模型外形的破坏，采用模型腹部（或背部）支撑的方式，将应变天平外置于支撑系统中，并使天平的校心处在升、阻力合力的延长线上，将天平测量的气动载荷进行坐标系转换，获得所需要的模型轴系气动载荷；本发明中由于应变天平外置，支撑点对模型气动外形破坏较小，将应变天平的校心置于模型升、阻力合力的延长线上，使得天平所受到的力矩较小，解决了天平俯仰力矩超设计量程的问题。
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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：CN117846807A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202410258900.X
申请日：2024-03-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种组合式超声速喷流降噪喷管，包括能够相互连接的基体喷管、波纹喷管、锯齿喷嘴，锯齿喷嘴包括内外两层能够相互转动的喷嘴，用于研究内壁波纹、锯齿喷嘴对超声速喷流噪声的影响规律，验证内壁波纹和锯齿喷嘴组合、以及不同锯齿喷嘴组合后的降噪效果。所测得的试验数据可用于超声速喷流噪声产生机理分析及控制研究，还可以为先进战机的喷管构型研制提供设计参考。
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公开(公告)号：CN111523219B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202010302458.8
申请日：2020-04-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F113/08 , G06F119/10
Abstract: 本发明公开了一种典型风扇、压气机转静干涉宽频噪声影响参数计算方法,通过对利用商业流场数值模拟软件获得的风扇、压气机转静干涉流场结果进行综合处理分析，分析转子尾迹湍流脉动速度与湍动能的关系，分解湍流脉动速度构成成分，获得影响风扇、压气机转静干涉宽频噪声的背景湍流强度、中心线湍流强度、湍流宽度和湍流积分尺度等特征参数;本发明与传统风扇、压气机宽频噪声影响参数获得方法不同，本发明不需要进行试验测量，能根据数值模拟方法得到的流场结果，直接得到风扇、压气机宽频噪声影响参数，进而降低经济成本和时间成本。
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公开(公告)号：CN114970347A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210599014.4
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: 本发明公开了一种基于物理模型和机器学习的天平校准公式拟合方法，包括：在天平校准过程中获取天平所受的力载荷与对应的电压信号数据，采用机器学习的方法通过优化计算获得模型的系数，剔除模型中的非必要项，直至模型中的所有项都是必要项，确定最终物理模型，以最后模型系数的平均值为最终物理模型的系数；本发明以物理模型为基础，天平公式的物理意义比较明确，采用机器学习获得的模型系数在全量程范围内具有最好的匹配性，基于统计结果剔除非必要项，可以消除非真实项的干扰，使天平公式的准确性更高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113670557A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202111060647.X
申请日：2021-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本申请提供一种拖锥气动特性校核风洞试验，以建立拖锥管线姿态角度‑气流压力的函数关系。拖锥气动特性校核风洞试验的步骤包括提供试验风洞、将拖锥系统安装于试验风洞中、将拖锥管线被测部分调整至风洞试验段观察窗的可视范围内、建立稳定流场、获取气流压力数值、获取姿态角数值以及建立拖锥管线姿态角度‑气流压力的函数关系。
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公开(公告)号：CN113028954A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110210717.9
申请日：2021-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及风洞技术领域，尤其涉及风洞测压试验模型测压底孔的垂直度检测装置及检测方法。所述装置为检测销，包括销头和配合段，其中，所述销头为一体式结构，其上部为圆锥体，中部为圆柱体，下部为喇叭口形，并与配合段连接，圆锥体的顶端为检测顶点；配合段为等直圆柱体，用于插入风洞试验模型待检测的测压底孔。本发明的装置简单易行、且具有通用性，测量方法高效便捷，底孔检测过程与全模三坐标检测工作可同步开展；检测灵活，结果可靠，具有很好的推广价值。
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公开(公告)号：CN112989500A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110438749.4
申请日：2021-04-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种适用于对转升力风扇的进口分流扩稳设计方法，利用样条曲线插值的方法进行风扇进口段机匣端壁型线重构，重构后的机匣端为曲面锥形，锥角由升力装置进口至进口导叶内平滑过渡；在进口导叶前缘至近第一级转子前缘位置区间连通设计周向分流通槽，通槽的面积由进口至出口递减。本发明改变了传统自循环扩稳由后级向前级引气的布局方式，从而从根本上降低后级性能损失；利用进口曲面锥形设计，抑制了由于进口管路分流导致的进口导叶叶尖流动恶化；利用进口导叶前端至转子前缘区间压差量级较低的优势，使得分流管路消耗的进口流量十分有限，故导致的整机性能曲线的有害偏移效应较微弱；对多种转速条件、多种级负荷水平升力风扇均有效。
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公开(公告)号：CN112903232A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110087849.7
申请日：2021-01-22
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飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，通过风洞支撑机构与设置在风洞内的迎角机构连接，所述装置包括：匹配过渡段、流量调节组件和驱动电机；其中，所述匹配过渡段，用于连接飞行器模型的进气道装置，使得气体由进气道装置经匹配过渡段进入流量调节组件；所述飞行器模型的进气道装置为前部进气，后部排气的结构；所述流量调节组件，包括锥形渐扩式管道和设置在管道内的调节锥，所述调节锥受电机控制在管道内前后运动，进而调节进入的气体流量；所述电机，用于控制调节锥的前后运动。对于不同几何外形的试验模型，只需将其后体进行必要的优化设计后，便可与本装置匹配连接，具有很好的通用性，并且试验效率成倍提高。
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公开(公告)号：CN119476140B
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202510067281.0
申请日：2025-01-16
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 , G06F119/14
Abstract: 本申请的实施例提供了一种控制边界层剖面的装置、方法及装置的设计方法，涉及流体力学技术领域，所述装置包括：沿流体的顺流方向并排布置的多个槽道；每个槽道包括上游入口和下游出口，所述每个槽道的上游入口面积小于所述每个槽道的下游出口面积，且每个槽道的下游出口面积相同；每个槽道的长度沿着远离试验平板壁面的方向依次减小，且每个槽道的下游出口处于同一条直线上；其中，单个槽道的上游入口面积、下游出口面积以及长度的大小取值满足以下条件：流入所述单个槽道中的流体处于动量守恒状态和流量守恒状态。本申请的技术方案，可以快速获得特征尺度比较大的边界层流动，即获得当地雷诺数比较高的边界层流动。
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