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公开(公告)号：CN104932565B
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201510300756.2
申请日：2015-06-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 杜宁 , 袁平 , 芮伟 , 于丰 , 易凡 , 张健 , 金志伟 , 张林 , 饶正周 , 秦建华 , 龙秀虹 , 马永一 , 郁文山 , 苏北辰 , 陈龙 , 蒋婧妍 , 杨兴锐 , 严翔
IPC: G05D16/20
Abstract: 本发明涉及一种高精度暂冲型引射式跨声速风洞流场控制结构及方法。该控制结构将风洞流场控制分解为主引压力控制和总压静压控制两部分，由设定值计算模型、主引控制器、流场控制器三个模块构成。在主引压力控制部分，采用主调压阀控制主引压力。在总压静压控制部分，通过主排气阀和栅指控制总压和静压。设定值计算模型由一维变截面管道非定常欧拉方程组构成，通过计算流体力学软件FLUENT对风洞模型求解主引压力设定值和静压设定值。使用分段增量式PID控制算法构成主引控制器，调节主引射器出口处的主引压力。以模型姿态前馈动态矩阵控制方法为核心构成流场控制器，调节稳定段的总压和试验段的静压。该控制方法实时性好，控制精度高，试验阶段马赫数的变化控制到了0.001的范围。
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公开(公告)号：CN106979852A
公开(公告)日：2017-07-25
申请号：CN201710181537.6
申请日：2017-03-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
CPC classification number: G01M9/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于全尺寸内埋武器舱高速风洞试验的流场控制方法，该方案包括有风洞变速压启动阶段、流场稳态调节阶段和风洞变速压关车阶段，采用本方案的流场控制方法能够起到风洞启动/关车阶段总压速率可控、稳态调节阶段流场波动幅度小的效果。
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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：CN103123504A
公开(公告)日：2013-05-29
申请号：CN201210549762.8
申请日：2012-12-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种适用于暂冲式跨声速风洞的变速压流场控制方法，涉及航空航天工业风洞试验技术领域；其解决了传统的流场控制方式，不能满足颤振试验的需求的问题；技术方案包括风洞启动冲压后，使总压和主引射器压力按照给定速率爬升至首阶梯设定值；流场调节环节，控制马赫数达到目标设定值；变总压调节环节，控制主调压阀和主排气阀，使风洞总压和主引射器压力均达到各自的目标值；风洞关车时，控制当前主引射器压力逐渐降到设定的关车主引射器压力，控制当前风洞总压逐渐降到设定的风洞总压值。能颤振试验对暂冲式跨声速风洞变速压流场控制的要求，具有快速、准确、可靠的试验效果，且总压控制和马赫数控制精度高。
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公开(公告)号：CN106979852B
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201710181537.6
申请日：2017-03-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于全尺寸内埋武器舱高速风洞试验的流场控制方法，该方案包括有风洞变速压启动阶段、流场稳态调节阶段和风洞变速压关车阶段，采用本方案的流场控制方法能够起到风洞启动/关车阶段总压速率可控、稳态调节阶段流场波动幅度小的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103365306B
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201310268618.1
申请日：2013-06-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 周洪 , 杜宁 , 李建强 , 林俊 , 郭旦平 , 郑晓东 , 龙秀虹 , 马永一 , 蒋婧姸 , 易凡 , 张林 , 马上 , 芮伟 , 范长海 , 师建元 , 毛代勇 , 郁文山 , 周波 , 马磊 , 李多
Abstract: 本发明提供一种高速风洞特种试验用压缩空气流量调节装置及方法，属于空气动力学风洞试验技术领域，该装置包括气动调节阀、压力变送器、流量调节组合单元、质量流量计和PLC控制器，该方法基于空气体积的变化情况，采取了数字式控制质量流量的策略，对空气体积的变化采取了模糊控制的方式；利用PLC控制器对流量调节组合单元进行数字式控制，先在流量调节组合单元前后分别设置了压力变送器和质量流量计，用来监测和采集流量调节组合单元入口的压力与输出的实际流量，并与理论流量进行对比求差值，通过PLC控制器控制气动调节阀和流量调节组合单元使流量最终达到所需值，它实现了风洞特种试验中对压缩空气流量的精确控制。
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公开(公告)号：CN102494866A
公开(公告)日：2012-06-13
申请号：CN201110414295.3
申请日：2011-12-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明属于空气动力学风洞试验技术领域，它提供了一种骨架型风洞试验模型支撑构件。本发明的支撑构件由中部支架、左支板、右支板、下连接座组成一种扇形骨架型支撑结构，中间有泄流槽，左右有泄流孔，迎风面有迎气流尖角；在风洞试验时，气流可以从骨架内通过，减小支撑装置对气流的堵塞。本发明的支撑构件能够解决风洞进行模型横航向试验时，试验模型支撑构件对气流堵塞影响较大的问题以及支撑构件在高速气动力作用下刚度不足的问题。
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公开(公告)号：CN104932565A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510300756.2
申请日：2015-06-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 杜宁 , 袁平 , 芮伟 , 于丰 , 易凡 , 张健 , 金志伟 , 张林 , 饶正周 , 秦建华 , 龙秀虹 , 马永一 , 郁文山 , 苏北辰 , 陈龙 , 蒋婧妍 , 杨兴锐 , 严翔
IPC: G05D16/20
Abstract: 本发明涉及一种高精度暂冲型引射式跨声速风洞流场控制结构及方法。该控制结构将风洞流场控制分解为主引压力控制和总压静压控制两部分，由设定值计算模型、主引控制器、流场控制器三个模块构成。在主引压力控制部分，采用主调压阀控制主引压力。在总压静压控制部分，通过主排气阀和栅指控制总压和静压。设定值计算模型由一维变截面管道非定常欧拉方程组构成，通过计算流体力学软件FLUENT对风洞模型求解主引压力设定值和静压设定值。使用分段增量式PID控制算法构成主引控制器，调节主引射器出口处的主引压力。以模型姿态前馈动态矩阵控制方法为核心构成流场控制器，调节稳定段的总压和试验段的静压。该控制方法实时性好，控制精度高，试验阶段马赫数的变化控制到了0.001的范围。
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公开(公告)号：CN103365306A
公开(公告)日：2013-10-23
申请号：CN201310268618.1
申请日：2013-06-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 周洪 , 杜宁 , 李建强 , 林俊 , 郭旦平 , 郑晓东 , 龙秀虹 , 马永一 , 蒋婧姸 , 易凡 , 张林 , 马上 , 芮伟 , 范长海 , 师建元 , 毛代勇 , 郁文山 , 周波 , 马磊 , 李多
Abstract: 本发明提供一种高速风洞特种试验用压缩空气流量调节装置及方法，属于空气动力学风洞试验技术领域，该装置包括气动调节阀、压力变送器、流量调节组合单元、质量流量计和PLC控制器，该方法基于空气体积的变化情况，采取了数字式控制质量流量的策略，对空气体积的变化采取了模糊控制的方式；利用PLC控制器对流量调节组合单元进行数字式控制，先在流量调节组合单元前后分别设置了压力变送器和质量流量计，用来监测和采集流量调节组合单元入口的压力与输出的实际流量，并与理论流量进行对比求差值，通过PLC控制器控制气动调节阀和流量调节组合单元使流量最终达到所需值，它实现了风洞特种试验中对压缩空气流量的精确控制。
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公开(公告)号：CN103345286A
公开(公告)日：2013-10-09
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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