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公开(公告)号：CN115508040B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211463601.7
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种速度场与温度场数据同步并行采集系统及应用方法，涉及风洞试验领域，包括总压测量子系统、稳定段总压和温度场动态数据采集子系统；各子系统中分别设置有至少一个采集终端，且各采集终端中的每个采集单元均使用独立、同型的AD数字仪，通过锁相环进行锁相，所述AD数字仪的处理器中集成有时间戳计数器；各子系统通过相配合的外部同步控制模块为各采集终端提供一个锁相后的同步时钟；各系统的各采集终端通过同步触发器与中央处理单元连通。本发明提供一种速度场与温度场数据同步并行采集系统及应用方法，能在不同采集系统中，实现高超声速风洞试验速度场与温度场动态数据的同步并行采集，有效保证数据的采集精确度和时域相关性。
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公开(公告)号：CN115493800A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211437857.0
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种稳态压力与脉动压力数据同步并行采集系统及应用方法，涉及风洞试验领域，在稳态压力测量子系统、脉动压力测量子系统中，各采集终端中的每个采集单元均使用独立、同型的AD数字仪，且通过锁相环进行锁相，且所述AD数字仪的处理器中集成有时间戳计数器；所述稳态压力测量子系统、脉动压力测量子系统通过外部同步控制模块提供同步时钟；所述稳态压力测量子系统、脉动压力测量子系统的各采集终端通过相配合的同步触发器与中央处理单元连通。本发明提供一种稳态压力与脉动压力数据同步并行采集系统及应用方法,实现在风洞试验中，对稳态压力数据与脉动压力数据的同步并行采集，以保证后续数据处理的精确度和时域相关性。
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公开(公告)号：CN114646451A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210269157.9
申请日：2022-03-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于多分量空气动力载荷测量传感器技术领域，公开了一种双固支部件天平。本发明的双固支部件天平为钢件组合结构，左耳片和右耳片位于钢件组合结构的左、右两端，元件位于中段；元件由从左至右顺序连接的左固定端、左测量段、左过渡段、自由端、右过渡段、右测量段和右固定端组成。作用在飞行器模型上的气动力通过设置在上述两个测量段上的电阻应变计转换为电压信号，将电压信号进行数据处理后得到所需的气动力和力矩。本发明的双固支部件天平在满足天平强度、刚度及各分量灵敏度的前提下，确保了各分量的灵敏度加载精准度，实现了在高速风洞中利用双固支部件天平进行风洞测力试验时飞行器模型被测部件承受的气动载荷的精确测量。
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公开(公告)号：CN114646449A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210269133.3
申请日：2022-03-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于多分量空气动力载荷测量传感器技术领域，公开了一种双固支部件天平校准方法。该双固支部件天平校准方法使用专用的加载装置，加载装置包括校准支杆、连接块、滑块和加载主体。该双固支部件天平校准方法包括以下步骤：a.进行纵向校准，即轴向力、俯仰力矩、偏航力矩的校准，b.进行侧向校准，即侧向力、滚转力矩、偏航力矩的校准。该双固支部件天平校准方法在连接块与天平、滑块与加载主体不拆装的情况下，通过更换连接块与滑块的安装状态，实现了对双固支部件天平双向校准，为顺利完成风洞试验奠定了基础。
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公开(公告)号：CN112378615A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011200727.6
申请日：2020-11-02
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2D‑3C PIV试验的离轴对焦装置。该装置包括L型的支架，支架竖直段开有通孔，通孔内安装单反光学镜头；支架水平段下表面固定连接位移电动调节台，位移电动调节台带动支架前后移动；支架水平段上表面设置有导轨，转接板Ⅰ装卡在导轨上，转接板Ⅰ沿导轨前后移动，转接板Ⅰ的上表面固定通用角度电动调节台，通用角度电动调节台上安装PIV相机；初始状态下，单反光学镜头与PIV相机同轴，单反光学镜头中心正对PIV相机传感器中心；通用角度电动调节台和位移电动调节台的工控机均与PIV图像采集系统安装在同一个操作平台上，或者控制软件均集成在PIV图像采集系统中。该装置价格低廉、维修便捷，角度调节和定位精度高，兼具手动和自动调节功能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108706092B
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201810543823.7
申请日：2018-05-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种锯齿形飞行器武器舱噪声抑制装置，包括设置在武器舱前沿表面的扰流板，所述扰流板包括底面基板和与底面基板连接的扰流片，所述扰流片通过连接点可以绕着底面基板转动，转动后的扰流片与底面基板的夹角为0°～90°之间的任一角度。扰流片横梁上下表面均为锯齿结构，可以大幅度提高对来流的控制效果；扰流片底部的间隙减小了装置在来流法向上的投影面积，从而降低了飞行器的气动阻力；通过改变扰流片与基板间的倾角，保证扰流片的高度与边界层厚度相当，在不同速度条件下均可对下游舱体产生最佳降噪效果。
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公开(公告)号：CN108304645A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810085077.1
申请日：2018-01-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种空腔噪声产生与传播规律的一体化数学建模方法，具体包括以下步骤：步骤S1：建立空腔噪声问题的关键影响参数和空腔噪声问题的表征参数系统；步骤S2：建立并化简空腔可压缩流动控制方程；步骤S3：建立空腔噪声产生及传播的一体化数学建模方程；步骤S4：建立空腔气动声学边界条件，得出空腔气动声学壁面条件和空腔气动声学远场条件的控制方程。本发明的有益效果是：建立空腔噪声产生与传播规律的一体化数学建模方程，能够从根源上保证所建立方程的正确性；有利于抓住空腔噪声产生与传播耦合问题的本质和关键参数，对于空腔噪声研究的实验与数值研究具有积极的指导作用；提高空腔了噪声问题的研究效率；为全面分析空腔噪声产生和传播机制的奠定了理论基础。
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公开(公告)号：CN107917793A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711124000.2
申请日：2017-11-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种实验用多排测压耙装置，安装在待测模型的表面，包括多个具有整流效应的单排测压耙，所述单排测压耙分布安装在待测模型表面的边界层速度型分布相同的区域；相邻的单排测压耙沿待测模型表面展向分布；所述单排测压耙包括总压排管，所述总压排管由一排通气管组成；所述总压排管与待测模型之间设置有分隔块，所述分隔块的高度随单排测压耙的分布呈梯度分布。本发明比传统测压耙实验装置的有效测点间隔更小，从而保证单位长度内测试数据更多，有效提高了边界层测量的空间分辨率；本发明降低了单排测压耙的几何外形对流场的干扰，从而使测试数据更加准确。
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公开(公告)号：CN119337510A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411889226.1
申请日：2024-12-20
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 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06V10/44 , G06V10/764 , G06V10/774 , G06V10/82 , G06N3/0464 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于多源数据融合的飞行器气动特性智能重构方法，涉及智能流体力学预测领域，包括：飞行器多源气动特性数据准备，建立飞行器流动特征智能降维模型，准备用于多源数据融合的飞行器气动特性智能预测模型的数据集，建立多源数据融合的飞行器气动特性智能预测模型，对飞行器气动特性智能预测模型进行迭代训练，采用相应验证数据集进行验证，选择性能最优的权重模型便可对后续待测试工况进行预测。本发明提供一种基于多源数据融合的飞行器气动特性智能重构方法，能实现多源数据信息的高效融合，从而构建出高精度的飞行器气动特性智能重构预测模型。
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公开(公告)号：CN118070431B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410471582.5
申请日：2024-04-19
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 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种飞行器轻质结构安全评估方法，属于航空航天技术领域，解决当前飞行器轻质结构安全评估能力不足的问题；方法包括：S1、针对飞行器轻质结构的安全问题，识别并确定影响轻质结构响应的关键因素；S2、设计仿真实验模拟准则并实施仿真实验，用于分析关键因素对飞行器轻质结构安全性的影响程度；S3、在风洞实验环境中，对飞行器轻质结构响应进行测试，获取反映飞行器轻质结构在实际运行环境下的安全评估数据；S4、将仿真实验得到的影响程度与风洞实验获取的安全评估数据相结合，全面评估飞行器轻质结构的安全性能；本发明可显著提高轻质结构安全评估精度并节省实验成本，为飞行器部件的结构轻质化设计与安全评估提供支撑。
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