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公开(公告)号：CN110146250A
公开(公告)日：2019-08-20
申请号：CN201910503790.8
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 锦州航星光电设备有限公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种基于六自由度平台的风洞纹影仪定位装置，包括：设置在风洞观察窗外的发射端系统和接收端系统；发射端系统包括：发射端支撑单元、发射端六自由度平台、发射端主镜系统、发射端反射镜系统和发射端光源狭缝系统；接收端系统包括：接收端支撑单元、接收端六自由度平台、接收端主镜系统、接收端反射镜系统和接收端刀口成像系统；本发明依靠视觉定位模块及PSD对准模块来控制六自由度平台进行光路对准，可以实现纹影仪系统对准定位智能化，从而缩短纹影仪调节时间，节省人力资源，提高风洞试验效率。
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公开(公告)号：CN110186642A
公开(公告)日：2019-08-30
申请号：CN201910503653.4
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 锦州航星光电设备有限公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架，包括：底座，其上放置有一U型支撑臂；旋转弯臂，其连接在U型支撑臂上；所述旋转弯臂和U型支撑臂之间设置有用于离轴抛物面镜仰俯调节的俯仰调节机构；旋转镜架，其通过旋转连接板连接在旋转弯臂上；所述旋转镜架与旋转弯臂之间设置有滚转调节机构；所述旋转镜架上连接有离轴抛物面镜；用于离轴抛物面镜偏航调节的偏航调节机构，其设置在底座内，且所述偏航调节机构与U型支撑臂连接。本发明的纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架具有结构简单，调节精度高，有效减小重力影响，纹影成像质量高的优点。
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公开(公告)号：CN110187512A
公开(公告)日：2019-08-30
申请号：CN201910503675.0
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 锦州航星光电设备有限公司
IPC: G02B27/54
Abstract: 本发明公开了一种可视化调节的抛物面镜彩色纹影成像装置，采用在风洞纹影仪的发射端光源狭缝系统上设置可切换的狭缝单元和掩膜单元以形成抛物面镜彩色纹影成像装置；发射端光源狭缝系统的侧面设置有监控相机Ⅰ；发射端光源狭缝系统包括：第一XYZ三维移动平台，其设置风洞纹影仪的发射端支撑单元上；光源，其通过支撑平台连接在第一XYZ三维移动平台的Z轴移动平台上；水平移动平台，其连接在支撑平台上；狭缝单元，其连接在水平移动平台的移动板上；掩膜单元，其连接在水平移动平台的移动板上；本发明通过更换狭缝、光阑和刀口，进行黑白纹影与彩色纹影的切换，保留了黑白纹影的功能，以满足更多需求。
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公开(公告)号：CN209707061U
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201920872597.7
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 锦州航星光电设备有限公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本实用新型公开了一种纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架，包括：底座，其上放置有一U型支撑臂；旋转弯臂，其连接在U型支撑臂上；所述旋转弯臂和U型支撑臂之间设置有用于离轴抛物面镜仰俯调节的俯仰调节机构；旋转镜架，其通过旋转连接板连接在旋转弯臂上；所述旋转镜架与旋转弯臂之间设置有滚转调节机构；所述旋转镜架上连接有离轴抛物面镜；用于离轴抛物面镜偏航调节的偏航调节机构，其设置在底座内，且所述偏航调节机构与U型支撑臂连接。本实用新型的纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架具有结构简单，调节精度高，有效减小重力影响，纹影成像质量高的优点。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN118886367B
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411320351.0
申请日：2024-09-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 阎成 , 王博文 , 黄叙辉 , 刘大伟 , 马世鹏 , 邓晓曼 , 李聪健 , 洪兴福 , 彭鑫 , 田富竟 , 李多 , 徐涛 , 方亮 , 高鹏 , 张昌荣 , 张胜 , 张文 , 桑博 , 唐小力
IPC: G06F30/28 , G01M9/02 , G01M9/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种风洞数字化运维系统，涉及风洞气动试验技术领域，包括：通过数字化运维系统内核构建的服务层；通过设备基础信息库和运维历史数据库构建的数据层；通过运维应用桌面端、三维演示桌面端、运维应用网页端构建的交互层。本发明提供一种风洞数字化运维系统，用来实现风洞试验准备阶段的智能匹配、分析、处理和管控等功能。本发明提供一种风洞数字化运维系统，实现风洞试验准备阶段的智能匹配、分析、处理和管控等功能；试验运行阶段的态势监测、故障诊断业务功能，支撑风洞的数字化运维业务功能开展。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118838196B
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202411320348.9
申请日：2024-09-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B17/02 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞半柔壁喷管应力场实时仿真方法，涉及半柔壁喷管应力场仿真领域，包括：基于有限元仿真模型和Modelica联合仿真得到降阶模型，并将降价模型封装为1D Modelica模型；在MWORKS软件中打开降阶模型，将半柔壁伺服电机模型、半柔壁机械运动模型对接，得到半柔壁1D机理子系统模型；在MWORKS软件中打开降阶模型，将半柔壁1D机理子系统模型与半柔壁喷管1D Modelica模型中的*.mo文件对接，集成为半柔壁整体系统模型，以基于半柔壁整体系统模型完成仿真；在MWORKS软件中进行仿真，可实时查看应力场计算结果。本发明提供一种用于风洞半柔壁喷管应力场实时仿真方法，无需关注模型的求解原理及过程，模型求解时会自动对已有方程进行规约求解，模型具有使用简便的优点。
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公开(公告)号：CN118010296A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410420434.0
申请日：2024-04-09
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超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法，涉及高速空气动力试验设备设计领域，包括：与风洞的投放机构框架相连的支撑平台；设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；所述支撑平台沿顺气流方向下游设计用于满足投放距离的转折台。本发明提供一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法，该支撑系统采用模块化结构，便于组装出适合超声速进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统，同时以投放方式进入超声速流场，减小流场建立难度和超声速速气流对模型和发动机的冲击。
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公开(公告)号：CN115575074B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211575688.7
申请日：2022-12-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装通气模型；安装测压耙；连接压力测量设备；进行高速风洞试验；计算来流静压；计算内流道出口马赫数；计算高速风洞通气模型内阻测量不确定度。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法，能够提供可靠的内阻测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN115575074A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211575688.7
申请日：2022-12-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装通气模型；安装测压耙；连接压力测量设备；进行高速风洞试验；计算来流静压；计算内流道出口马赫数；计算高速风洞通气模型内阻测量不确定度。本发明的高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法，能够提供可靠的内阻测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN112539906B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202011390518.2
申请日：2020-12-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种挠性喷管型面的静态调试方法，包括：根据挠性喷管型面，计算不同喷管型面下固联于挠性板上铰链点的空间坐标，并根据空间上两点间的位置关系计算得到各执行机构的第一伸长量；根据喷管实测型面，经计算出各执行机构的第二伸长量，通过将二者进行求差后，作为实测型面时各执行机构长度的调节量，对执行机构长度进行调节；再次测量出调整后的喷管型面数据，并与理论喷管型面求差，如果满足误差要求，则该型面静态完成，反之则返回至步骤二。本发明提供一种挠性喷管型面的静态调试方法，通过静态调试使得挠性喷管实际型面数据与气动设计型面数据控制在给定的误差范围内，从而可以有效提高风洞模拟马赫数的准度和流场均匀性。
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