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公开(公告)号：CN108645591B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN201810677312.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台。本发明设计一根V型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。
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公开(公告)号：CN108645592B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN201810680069.1
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 跨声速风洞试验数据。本发明公开了一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置，目的在于解决采用单叶片腹部支撑装置或尾部支撑装置连接双机身飞行器时，存在风洞试验流场畸变和洞壁干扰左右不对称，或会导致连接部段破坏变形严重，导致试验数据失真且难以修正的问题。本发明在风洞试验段连接头上设计左右两根支臂，每根支臂前端分别安装一根连接叶片，每根连接叶片顶部均安装一根测力天平，左右两根天平分别与双机身飞行器模型的左右机身内部连接，对双机身飞行器左右部段气动力分别进行测(56)对比文件陈德华;尹陆平;吴文华;李建强;师建元;彭云.2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究.空气动力学学报.2009,(第05期),全文.
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公开(公告)号：CN112798217B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202110305666.8
申请日：2021-03-23
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连续变侧滑角风洞试验的随动补偿机构，属于空气动力学风洞试验技术领域，该随动补偿机构包括左活动组件、右活动组件；所述左活动组件包括用于与风洞固定连接的第一直线导轨、与第一直线导轨相配合的第一滑块、用于与风洞固定连接的第二直线导轨、与第二直线导轨相配合的第二滑块、左活动板、左滑动滑块、左拨叉轴，所述第一直线导轨、第二直线导轨相互平行设置，所述第一滑块设置在第一直线导轨上且第一滑块能沿第一直线导轨相对滑动，所述第二滑块设置在第二直线导轨上。本发明能实时地随动补偿模型支撑机构作横向直线运动，或绕风洞固定中心点作旋转运动时，风洞局部出现的结构空缺。
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公开(公告)号：CN111551339A
公开(公告)日：2020-08-18
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：CN109342009B
公开(公告)日：2020-03-31
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105258915B
公开(公告)日：2017-09-29
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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公开(公告)号：CN105258916A
公开(公告)日：2016-01-20
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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公开(公告)号：CN105222984A
公开(公告)日：2016-01-06
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：CN110044574B
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN201910390637.9
申请日：2019-05-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种确定风洞试验段壁板开槽率的方法，目的在于解决目前跨声速风洞试验段开槽率设计缺乏理论依据的现状。本申请在分析常规模型试验中轴向诱导速度分布的基础上，以消除堵塞干扰效应为依据提出确定合理开槽率的方法，以提高槽壁设计的精细化水平，指导后期设备运行和数据分析工作。本发明确定的开槽率根据完全消除模型堵塞干扰效应确定，在该开槽率状态下，模型升力干扰、流线弯曲干扰等影响不可忽略，仍需进行评估和修正；但由于模型堵塞干扰直接影响风洞运行状态（试验段入口马赫数、静压、雷诺数等），因此确定开槽率应优先基于消除堵塞干扰效应。采用本发明，能有效降低设计风险和调试成本，提高槽壁设计的精细化水平。
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公开(公告)号：CN103697863B
公开(公告)日：2015-10-28
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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