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公开(公告)号：CN118643595B
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411102761.8
申请日：2024-08-13
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 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种测力试验设计方法及系统，涉及低高速气动地面模拟试验领域，用以辅助试验人员快速、准确地确定出最终试验方案。通过导入设备三维模型、从数据库中选择设备三维模型和参数化设计设备三维模型中的一种或多种方式，快速确定试验设备及试验参数，根据试验设备及试验参数确定初步试验方案；再自动对初步试验方案进行校核，校核通过则输出最终试验方案，校核不通过则提示重新确定试验设备及试验参数，并标识出校核不通过之处。本发明能够快速构建出试验设备模型，并自动对初步试验方案进行校核，可以大幅缩减构建和调整试验方案的周期，同时提高最终试验方案的准确性。
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公开(公告)号：CN118879218A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410941463.1
申请日：2024-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种深低温转捩带型材及其制备方法，所述转捩带型材由面型纸、胶层以及底纸组成，所述底纸用于覆盖胶层，所述面型纸由纸面层、发泡层和树脂层组成，所述发泡层覆盖纸面层的一面，发泡层的另一面覆盖树脂层的一面，所述胶层直接涂布在树脂层上。通过测试得到，本发明的转捩带型材的耐温范围为100K‑390K，连续运行72h内粘性下降率低于15％，以不锈钢为粘贴底材的初始粘性不低于60N/100mm，抗拉伸力不低于200N/25mm，具备良好的物理性能和化学性能，能够在低温环境下保持良好的粘结性能，满足了低温中开展边界层固定转捩模拟的技术要求，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN118817234A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411300686.6
申请日：2024-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种气动设备测控系统，涉及低高气动试验系统领域，用以大幅节省试验时调整阀门的时间。系统包括上位机、下位机和现场设备，上位机通过网络交换机与下位机通信，下位机与现场设备相连；上位机根据配置的测控参数，生成测控指令下发给下位机，下位机根据测控指令，对现场设备执行测控试验，现场设备执行的测控试验包括跨声速试验段和超声速试验段；测控参数包括气源压力、目标马赫数、总压和PID参数；下位机对现场设备的马赫数和总压采用预置阀门开度+阀门开度精调的控制调节方式，阀门开度精调，采用误差分段PID控制算法进行控制，并利用PID参数自整定。本发明能够自动、快速调节相应阀门到试验要求位置，大幅节省试验周期。
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公开(公告)号：CN118670669A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202411080835.2
申请日：2024-08-08
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颤振风洞试验的抑制装置，涉及飞行器颤振风洞试验技术领域，包括：导轨Ⅰ，设置在导轨Ⅰ一端的底座Ⅰ，以及与导轨Ⅰ滑动连接的至少一个配重块Ⅰ，还包括连接底座Ⅰ与配重块Ⅰ的弹性部件Ⅰ；所述导轨Ⅰ固定于机翼肋板并沿机翼法向设置。本发明提供一种用于飞行器颤振风洞试验的抑制装置，主要是通过配重块Ⅰ在机翼发生颤振时沿导轨Ⅰ向颤振的反方向进行移动，进一步通过弹性部件Ⅰ在发生颤振时达到吸收机翼振动能量的作用，进而达到抑制机翼颤振的效果。
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公开(公告)号：CN118643595A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202411102761.8
申请日：2024-08-13
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 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种测力试验设计方法及系统，涉及低高速气动地面模拟试验领域，用以辅助试验人员快速、准确地确定出最终试验方案。通过导入设备三维模型、从数据库中选择设备三维模型和参数化设计设备三维模型中的一种或多种方式，快速确定试验设备及试验参数，根据试验设备及试验参数确定初步试验方案；再自动对初步试验方案进行校核，校核通过则输出最终试验方案，校核不通过则提示重新确定试验设备及试验参数，并标识出校核不通过之处。本发明能够快速构建出试验设备模型，并自动对初步试验方案进行校核，可以大幅缩减构建和调整试验方案的周期，同时提高最终试验方案的准确性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118090135A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410126013.7
申请日：2024-01-30
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 , B05B13/04 , B05B12/00 , G01B17/00 , G01B17/02 , G01B11/00 , B08B3/02 , B08B3/08 , B08B13/00
Abstract: 本发明公开了用于飞行器风洞试验模型的荧光油膜喷涂系统，包括部署在五自由度运动机构Z轴的喷头自适应组件、油膜/清洗剂供应组件和可视化系统组件以及部署在工控机上的喷涂自适应控制模块，喷头自适应组件用于根据设定的喷涂参数，调整喷头与飞行器风洞试验模型之间的距离及运动路径，并通过油膜通路进行油膜喷涂；油膜/清洗剂供应组件，用于分别储存油膜和清洗剂，具有压力恒定控制功能，还用于根据液位高度提供报警功能；可视化系统组件，用于拍摄喷头喷涂过程并将拍摄图像发送至工控机；喷涂自适应控制模块，用于获取喷头的运动状态，并发送指令控制喷头到指定位置，用于发送指令控制喷头工作，还用于显示喷涂过程的图像。
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公开(公告)号：CN116851236A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310927174.1
申请日：2023-07-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种低温高雷诺数风洞宽温域电热‑温敏复合涂层制备方法，该方法包括：制备白色涂层涂料，该涂料包括一定质量比的前驱体涂料和绝缘绝热功能填料；在风洞试验模型表面喷涂厚度不超过30μm的白色涂层涂料形成白色底层；铺设电热涂层供电电极；制备厚度不超过70μm的电加热层将供电电极包裹，同时与白色底层相邻；喷涂厚度不超过30μm的白色涂层涂料形成白色顶层；喷涂厚度不超过30μm的环氧树脂作为低温温敏涂料底漆，再喷涂低温温敏涂料面漆，整个电热‑温敏复合涂层总厚度不超过150μm。本发明提供的复合涂层可用于研究模型表面流动结构，特别适合低温环境下模型表面转捩位置的精确识别，具有广泛工程应用价值。
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公开(公告)号：CN115574982B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202211451680.X
申请日：2022-11-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种温敏漆校准装置及校准方法，涉及风洞试验和图像采集技术领域，包括：校准舱，其内层设置有低温冷舱和样片舱；所述内层与外层之间设置有真空夹层舱；样片台，其下端设置在低温冷舱中，上端伸入至样片舱中；样片舱的上壁开设有样片舱窗口，样片舱正上方开设有真空夹层舱窗口，真空夹层舱窗口的正上方设置有相机和激发光源；冷却控制组件，其通过传输管线与低温冷舱相连；压力控制组件，其分别与样片舱和真空夹层舱相连；温度控制组件，其与样片台相连。本发明的低温温敏漆校准方法适用于宽温域、不同校准温度范围的低温温敏漆涂料的校准和配方性能评估和优化，能充分满足低温温敏漆配方研制需求，具有重要的推广应用价值。
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公开(公告)号：CN115933362A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211379967.6
申请日：2022-11-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验减震装置的控制方法、装置、设备及存储介质，涉及控制技术领域。本发明提供一种风洞试验减震装置的控制方法，应用于风洞试验减震装置，所述方法包括：确定前一控制周期对应的六分量天平检测到的振动测量信号；对所述振动测量信号进行模态解耦以及方向解耦，得到单自由度的独立模态信号；根据所述独立模态信号以及对应每一阶信号对激励信号的传递函数确定下一控制周期的控制信号；根据所述控制信号对所述减震装置的动作器驱动以降低支杆的振动。能够有效地对该减震装置进行闭环控制，降低支杆模型的振动。
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公开(公告)号：CN115683543A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211360246.0
申请日：2022-11-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种高速飞行器蒙皮壁板颤振特性试验装置和试验方法。试验装置包括背压腔、电磁阀、背压腔压力传感器、控制系统和气压伺服系统；背压腔及气压伺服驱动系统控制蒙皮壁板模型两侧压差，根据风洞来流马赫数、试验段静压实时控制背压腔压力，保证蒙皮壁板模型两侧压差为给定数值，适用于开展侧壁支撑的高速飞行器蒙皮壁板颤振特性试验。试验方法根据高速飞行器的飞行工况给定壁板颤振模型两侧压差，通过控制系统向气压伺服系统发送指令，通过改变背压腔容积调整背压腔压力，并在试验过程中根据风洞试验段流场静压变化情况实时调整背压腔压力，保证了试验数据的准确性。
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