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公开(公告)号：CN103697863A
公开(公告)日：2014-04-02
申请号：CN201310697880.8
申请日：2013-12-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种多约束的风洞试验模型变形视频测量振动修正方法，包括如下步骤：布置视频观测相机；建立像点投影观测方程；建立刚体和极线约束方程；构建迭代方程；迭代求取方程组最优解；重构当前相机姿态和模型姿态。本发明的积极效果是：既利用了试验模型机身特征点的刚体约束条件、又利用了风洞试验段壁板特征点的刚体约束条件，进一步地增加了试验模型机翼特征点在多视测量几何中的共线约束条件，创造性地将所有的约束条件变为统一形式的迭代方程，具有求解迭代收敛快、求解精度高，可以同时求解得到试验模型的位置和姿态等优点。
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公开(公告)号：CN103412994A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310343153.1
申请日：2013-08-08
Applicant: 空气动力学国家重点实验室 , 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: 本发明公开了一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，目的在于解决目前高速大型飞机模型缩比确定难度大、成本高且无准确方法等问题。包括以下步骤：第一步、根据模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；第二步、根据试验运行状态设置边界条件；第三步、利用CFD计算程序数值模拟试验状态，并得到侧壁压力分布数据；第四步、将压力分布数据与空风洞侧壁压力分布数据比较、统计分析并带入判定标准，确定模型全展长与试验段宽度比例，进而得到适合的模型缩比。本发明利用试验段壁板侧壁扰动压力分布为依据确定高速风洞大型飞机模型缩比，从而为试验方案制定与模型设计提供依据。
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公开(公告)号：CN111551339B
公开(公告)日：2021-10-08
申请号：CN202010349286.X
申请日：2020-04-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，所述测压耙的设计方法通过数值模拟方法获得内流道内流和模型外流相互作用下畸形内流道的流动特征，根据数值模拟结果对测量截面进行子区域划分，将子区域的面积作为各子区域内部内流参数计算的权重，确定测量截面上总压测点和静压测点的个数与位置分布，设计耙体以减小阻塞干扰效应，通过上述过程设计出了适用于翼身融合布局飞机通气试验模型畸形内流道的专用测压耙。
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公开(公告)号：CN108593251A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810711040.5
申请日：2018-07-03
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槽壁近壁区域流动的探针支撑和移测装置，目的在于解决目前缺乏跨声速风洞槽壁近壁区域流动特性测量手段的现状。其包括探针支撑单元、流向移测控制单元、法向移测控制单元。探针支撑单元包括固定盖和楔形前端两部分，在楔形前端形成探针安装孔。本发明能通过少量实验车次尽快获得穿槽流动特征量的分布特点，以利于槽壁近壁区域流场测量、分析，及槽壁边界条件的准确性验证。采用驻室内安装方式，能够减小测试装置对试验段主气流的影响，保证穿槽流动测试的准确性；采用法向和流向移测的同步控制，能够实现穿槽流动法向和流向特征量分布的同步测量，快速获得穿槽流动特征量的分布特性，提高测试效率和准确度。
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公开(公告)号：CN105258916B
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201510797037.6
申请日：2015-11-18
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: 本发明提供了一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法。试验模型包含可自由更换的真实后体和畸变后体模型，通过变侧滑角叶片腹撑装置使试验模型预偏到给定的侧滑角。对真实后体模型和畸变后体模型按照相同的试验条件进行风洞试验，并按照同一迎角序列对横航向气动系数进行插值。两种后体插值后的横航向气动系数相减，所得之差即认为是后体畸变对试验模型气动特性的影响，可用于试验模型在给定侧滑角下后体畸变对横航向气动特性影响的修正。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103345286B
公开(公告)日：2015-02-04
申请号：CN201310280389.5
申请日：2013-07-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种风洞组合支撑机构运动的同步控制方法，首先将尾部支撑机构确定为主动控制对象，条带悬挂支撑机构确定为随动控制对象；其次对组合支撑机构中两套独立机构动态响应时间差、运动速度等特征进行测试并记录其数据；最终通过指令的时序控制来实现辅助支撑机构实时跟随主支撑机构，并采取了相应的安全策略，应对试验过程中可能存在的风险，确保试验万无一失。本发明的积极效果是：通过对两套独立支撑机构的同步控制，实现飞行器模型的组合支撑，为飞行器模型风洞气动力试验提供了一种新的试验技术，本发明方法可操作性好、工程适应性强、安全性高，可满足风洞支撑干扰试验技术领域的特殊需求，极大地节约设备研制经费、缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN109342009A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811340750.8
申请日：2018-11-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用，目的在于解决现有大展弦比飞机模型通常采用U型翼尖支撑方式，其实际外形与飞行器的真实外形之间存在较大差异，“U”型支杆对机翼绕流影响严重，尤其是模型正迎角状态时，下翼面流动受支撑系统影响，与真实情况相差较大的问题。该机构包括夹紧装置、等直段、用于与U型支架相连的拉紧螺母，夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处。本发明基于对支撑结构的改进，既可以最大程度保证模型后体及机翼的扰流场真实有效，也可以在拆除双翼支撑机构后模型还能用于全机测力试验。本发明适用于大型军/民用运输机、轰炸机、无人机等大展弦比飞机风洞模型试验。
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公开(公告)号：CN107300455A
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201710512002.2
申请日：2017-06-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08
CPC classification number: G01M9/08
Abstract: 本发明提供了一种高速风洞内式模型及其安装方法，该方案包括有前部结构、中部结构、后部结构、天平、定带轴和动带轴；天平设置在中部结构的内部；天平前端伸出在中部结构的前部外；天平的前端嵌入在前部结构的尾端内；后部结构与中部结构卡套式连接；前部结构的顶部和底部开设有通槽，适应于模型与条带安装工艺流程；天平嵌入在通槽内；天平的前端上固定设置有动带轴；天平的尾端上固定设置有定带轴；定带轴通过键结构与天平插入式连接；动带轴上设置有一个铰接点；定带轴两侧对称设置有两个绞点。该方案采用条带悬挂安装模型，避免对模型尾部造成破坏，能够使模型在风洞试验中，对模型尾部气动特性进行准确测量和研究。
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公开(公告)号：CN105222984B
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201510793215.8
申请日：2015-11-18
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: 本发明提供了一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，对高速风洞试验中尾支撑对横航向气动特性的干扰进行修正的方法。首先，利用变侧滑角叶片腹撑装置，使试验模型预偏到给定的侧滑角，再利用假尾撑运动装置，使假尾撑与试验模型保持同步的侧滑角预偏，以模拟尾支撑试验时的真实相对位置关系，通过风洞试验获取试验模型带假尾撑干扰的横航向气动特性。随后，拆除假尾支撑及其附属装置，保持相同的试验条件进行风洞试验，得到试验模型不带尾支撑的横航向气动特性。在相同迎角下，两种试验模型构型的横航向气动系数之差即认为是给定侧滑角下的尾支撑对横航向气动特性干扰的影响量，完成对尾支撑试验数据的横航向支撑干扰修正，获取准确的模型气动力和力矩。
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公开(公告)号：CN105258915A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510793538.7
申请日：2015-11-18
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: 本发明公开了一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，包括固定设置在风洞内的弯刀结构、与弯刀结构相连接的腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接。通过本发明，可使试验模型在保持后体完整性的条件下，在高速风洞试验中实现侧滑角的变化，从而获取真实后体试验模型的横航向气动特性，评估模型后体畸变对横航向气动特性影响。
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