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公开(公告)号：CN118294098B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410722313.1
申请日：2024-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞动态分离试验整体投放装置及整体投放方法。整体投放装置的前端投放装置包括竖直的前磁铁支杆和前磁铁支杆整流罩，以及固定在前磁铁支杆下端的前端电磁铁，前端电磁铁上设置有与模型前段相匹配的二级模型挂点；前磁铁调整机构驱动前磁铁支杆上下运动；后端投放装置与前端投放装置结构相同，后磁铁调整机构驱动后磁铁支杆前后运动。整体投放方法采用失电型电磁铁，断电恢复磁力，进行模型支撑；通电消除磁力，两分离体受重力作用自由掉落，实现同时、整体投放。整体投放装置及整体投放方法满足高超声速风洞动态分离试验的要求，为建立与发展高超声速风洞动态分离试验提供了技术支撑。
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公开(公告)号：CN111122102B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202010016586.6
申请日：2020-01-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞双罩体静态抛罩尾撑测力试验装置。该试验装置包括顺气流方向从前至后顺序连接的半罩体模型测量装置和弹体模型测量装置，半罩体模型测量装置和弹体模型测量装置共用尾支杆；半罩体模型测量装置有2个，半罩体天平为杆式天平，2个半罩体天平分别与半罩体天平转接头前端的上下对称的2个接口连接，半罩体天平转接头安装在尾支杆的前部；弹体模型测量装置的弹体环式天平安装在2个半罩体天平后方的尾支杆的法兰接口上。该试验装置综合考虑了多种影响因素，给出了高超声速飞行器抛罩分离气动特性试验的解决方案，是一种具有高可靠性、易更换模型状态的高超声速风洞双罩体静态抛罩尾撑测力试验装置。
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公开(公告)号：CN117973268B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410370193.3
申请日：2024-03-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F18/214 , G06N3/0895 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/02
Abstract: 本发明属于智能流体力学，公开了一种基于半监督学习的流场多源气动数据融合模型及训练方法。模型融合低、中、高保真气动数据；流场多源气动数据融合模型包括三层，第一层为数据输入层，第二层为两种数据融合层，第三层为三种数据融合层。训练方法包括将与高保真气动数据对应的低保真气动数据作为标签数据输入模型，得到未训练完的模型，称其为初始模型；将没有与高保真气动数据对应的低保真气动数据作为未标签数据输入初始模型，得到伪标签数据；伪标签数据和标签数据输入模型进行训练，得到完成训练的流场多源气动数据融合模型。模型及训练方法将无标签数据用于流场数据处理，解决了信息缺失问题，预测结果更准确，具有更好的泛化能力和性能。
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公开(公告)号：CN117952037B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410329904.2
申请日：2024-03-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 发明属于高速飞行器技术领域，具体涉及一种基于深度学习的高速飞行器气动力工程估算修正方法。建立速飞行器的三维模型，绘制面网格和体网格；划分高速飞行器的不同部位的迎风面、背风面；基于面网格，通过工程估算方法，获得初步估算气动力系数；基于体网格，通过计算仿真CFD，获得最终估算气动力系数；通过三维符号距离场对高速飞行器进行统一描述，得到高速飞行器的外形描述矩阵；搭建神经网络模型，进行神经网络模型训练，获得修正后的气动力系数；高速飞行器气动力工程估算修正方法，通过建立神经网络模型，对高速飞行器气动力的工程估算结果进行修正，使工程估算结果更接近计算仿真结果，解决了工程估算公式选择困难的问题。
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公开(公告)号：CN110186641B
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN201910403385.9
申请日：2019-05-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 中国科学院西安光学精密机械研究所
Abstract: 本发明涉及一种方便纹影系统光路调试的刀口监测控制系统与方法，主要解决现有系统需频繁进行手动调节刀口的切割量导致过程繁琐以及调节精度较低的问题。该系统包括电动刀口、刀口监测相机、刀口控制器、六自由度调节平台、刀口位移驱动电机和图像处理器；电动刀口设置在六自由度调节平台上；刀口控制器控制电动刀口的尺寸大小，对电动刀口的尺寸参数进行调节；刀口监测相机对电动刀口处光斑图像进行成像，并将采集到的刀口图像发送到图像处理器，图像处理器分别与刀口控制器、刀口位移驱动电机连接；刀口位移驱动电机与六自由度调节平台连接，带动六自由度调节平台运动。同时，本发明提供一种基于上述方便纹影系统光路调试的刀口监测控制方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114018528B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202111316807.2
申请日：2021-11-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法。该风洞研究方法，在高超声速风洞依次开展通气模型固定攻角长时间测温试验、测压试验和测力试验，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响，将试验结果拓展应用于飞行器气动性能评估工作。
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公开(公告)号：CN113280995B
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202110810776.X
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高温风洞模型的冷却装置。模型采用杆式天平、尾支撑方式固定在高温风洞的中部支架上，该冷却装置包括天平支杆保护组件，还包括安装在模型内部、冷却模型的冷喷组件；天平支杆保护组件包括天平隔热罩和支杆隔热罩；冷喷组件包括空冷喷头、空冷快插直管、空冷进气管和空冷管连接接头。高压气源的高压冷却气体从天平支杆内腔的空冷进气管流入并流出天平支杆，流经安装在天平隔热罩外表面的空冷管连接接头和空冷快插直管，从空冷喷头喷出，在模型的内腔冷却模型和杆式天平。该冷却装置结构简单、使用方式灵活，方便模型拆卸，能够快速降低试验后的模型本体的温度，消除由初始壁温差异引起的试验误差源，确保试验数据质量。
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公开(公告)号：CN114018531A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111316804.9
申请日：2021-11-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法。本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法包括以下步骤：a.对高超声速风洞不同总压条件下的流场马赫数进行修正；b.对高超声速风洞连续变总压的试验数据进行降噪和去干扰处理；c.对飞行器模型进行真实姿态角修正。本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律。
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公开(公告)号：CN113267312B
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110810751.X
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高温风洞的试验模型。以风洞来流为前方，试验模型采用杆式天平、尾支撑方式固定在高温风洞的中部支架上，包括杆式天平组件、杆式天平水冷装置和试验模型冷却装置。杆式天平水冷装置外接的冷却水循环装置冷却水通过进水管依次流入支杆水冷罩、天平水冷罩，再穿过通孔流入回水管，最后进入冷却水循环装置。试验模型冷却装置外接的高压气源的高压冷却气体从空冷进气管流经空冷管连接接头和空冷快插直管，从空冷喷头喷出，在试验模型的内腔冷却试验模型和杆式天平。该试验模型结构简单、使用方式灵活，降低试验过程中天平周围的环境温度，减缓天平温度的爬升，减小天平温度效应对试验数据的影响，提高风洞试验数据质量。
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公开(公告)号：CN111272381B
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN202010110865.9
申请日：2020-02-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞单分量轮辐式滚转天平校准方法。该校准方法使用的梯形夹具的夹具框体为等腰梯形，夹具框体的上底上表面为水平基准面，夹具框体的下底下表面有凸台；夹具框体的中心圆孔上切有顶角范围为180°～300°的平行圆弧缝隙Ⅰ和圆弧缝隙Ⅱ，垂直于圆弧缝隙Ⅰ和圆弧缝隙Ⅱ的直缝将凸台切开；圆弧缝隙Ⅰ和圆弧缝隙Ⅱ之间的夹具框体构成弹性拉紧环，弹性拉紧环通过穿过凸台的拉紧螺栓Ⅱ和配装的拉紧螺母拉紧；夹具框体下底两端分别向外延伸出对称分布的左端头和右端头，每个端头均通过矩形连接框安装砝码托盘。该校准方法通过在砝码托盘上阶梯加载砝码，获得静态校准结果。该校准方法的单分量轮辐式滚转天平静态校准精度可达0.05％，准度为0.10％。
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