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公开(公告)号：CN116858482A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310441800.6
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于风洞试验的旋转翼可变形飞行器结构的变形方法，旋转翼可变形飞行器结构包括：飞行器主体、机翼传动系统、天平测量系统；机翼传动系统包括电机驱动系统和机翼运动结构；机翼运动结构包括滑块、连杆、机翼转轴、机翼；电机驱动系统用于驱动滑块；连杆的两端分别与滑块和机翼转轴固定连接；机翼转轴上设有螺旋线凹槽；机翼套装在机翼转轴上，且设有凸起卡入螺旋线凹槽内；机翼传动系统的局部、天平测量系统安装在飞行器主体内；变形方法包括：电机驱动系统和滑块配合将旋转副转换成移动副，机翼转轴和机翼配合将移动副转换成旋转副，当电机驱动系统驱动滑块带动连杆移动，机翼绕着机翼转轴旋转，实现飞行器结构变形。
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公开(公告)号：CN113310656B
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202110484641.9
申请日：2021-04-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种三维激波外轮廓观测方法，包括步骤如下：1)在超/高超声速风洞中，采用光线偏折流场显示方法观测流场波系结构；2)绕试验模型中心轴线旋转试验模型至周向角1位置处，使用高频相机拍照获得周向角1对应的截面激波外轮廓；3)绕试验模型中心轴线旋转试验模型至周向角2位置处，使用高频相机拍照获得周向角2对应的截面激波外轮廓；4)绕试验模型中心轴线一次将试验模型旋转至n个周向角位置处，获得n个周向角位置对应的截面激波外轮廓；5)根据n个周向角位置对应的截面激波外轮廓，采用三维重构方法，获得试验模型的三维激波外轮廓。本发明的方法对测量观测设备要求低，具有原理简单，操作方法的优点。
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公开(公告)号：CN113947035A
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202110992270.5
申请日：2021-08-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G01M9/00 , G06F111/10 , G06F119/10
Abstract: 本发明公开了一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值；然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数；最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数的预测值，从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。本发明是一种在高超声速边界层转捩领域，基于地面风洞试验数据实现真实飞行条件下边界层转捩预测的方法，该方法操作简单、预测精度高。
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公开(公告)号：CN113494990A
公开(公告)日：2021-10-12
申请号：CN202110719268.0
申请日：2021-06-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种风洞扰动对超声速层流边界层厚度影响的分析方法，通过风洞试验获得边界层内第二模态波频率f2nd，通过数值模拟计算获得边界层外缘速度Ue和边界层厚度计算值δCFD，基于第二模态波频率f2nd与边界层外缘速度Ue和边界层厚度δ的关系，换算获得边界层厚度值δEXP，采用边界层厚度计算值δCFD作为参考量获得无量纲边界层厚度δEXP/δCFD，该方法融合了第二模态波频率测量值f2nd，可反映风洞真实流场信息，采用边界层厚度计算值δCFD为参考量进行无量纲化，可进行不同来流流场条件下模型表面不同位置边界层厚度的对比，该方法适用于风洞来流扰动对层流边界层厚度的影响研究，该方法对流场无干扰，对试验测量设备要求低，通用性强。
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公开(公告)号：CN109491274A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811594837.8
申请日：2018-12-25
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于飞行试验的模块化嵌入式数据采集装置，包括：电源模块、主控模块、采集模块、存储模块。热流采集模块、热电偶采集模块、压力采集模块；能够对外部接收的零点触发信号进行隔离处理，送至主控模块；电源模块能够与外部具有RS422接口的设备进行通信。主控模块用于控制采集模块的采集功能、传输功能，并将采集模块采集得到的数据和外部具有RS422接口的设备送来的数据进行整合、编码后通过LVDS总线发送给双备份的存储模块和外部遥测设备。所有数据存储于存储模块，飞行试验结束后可对存储模块进行回收，回读其内部存储的数据进行分析。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108318214A
公开(公告)日：2018-07-24
申请号：CN201810002585.9
申请日：2018-01-02
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
CPC classification number: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种金属模型表面流态快速测量方法，本发明在风洞试验中采用红外热像仪实时测量模型表面温度变化，通过模型表面温度的变化获得模型表面流态信息，实现了基于红外热图技术进行金属模型表面流态信息获取的目的，解决了在高超声速风洞试验中对模型表面流态快速测量的问题。
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公开(公告)号：CN119901449A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411938281.5
申请日：2024-12-26
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于红外热图的气流偏向角测量方法、装置、设备及介质，包括：选取面对称的试验模型，选择退化为对称轴方向的对称面作为试验模型的拍摄面，将拍摄面、镜头平面与红外热像仪的拍摄红外窗口平行放置；风洞试验时，风洞插入机构将试验模型送入试验位置并阶梯式改变攻角，获取试验模型在各个攻角对应的表面温度分布的红外热图；根据拍摄面的轮廓找出对称轴，对红外热图关于对称轴进行翻转，将翻转后的红外热图减去翻转前的红外热图得到对称性温度图；根据对称性温度图计算各个攻角对应的表面平均温度偏差，选取最小温度偏差的红外热图对应的攻角为气流偏向角，以解决红外测热等没有天平类型的试验，无法有效评估气流偏向角的问题。
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公开(公告)号：CN115183978B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202210617875.0
申请日：2022-06-01
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种大尺寸薄壁模型表面边界层转捩信息测量方法，薄壁模型采用高强度的金属加工，模型表面测量区域外形尺寸按照负公差加工，模型表面喷涂高发射率的隔热涂层，在长时间运行的高超声速风洞中，待流场建立并稳定后，将模型快速插入流场中，采用红外热像仪实时观测模型表面温度分布，通过温度分布判断模型表面边界层转捩位置与形态，该方法解决了大尺寸薄壁模型表面边界层转捩信息测量难题，具有操作简单，试验高效的优点。
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公开(公告)号：CN118794644A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202411032605.9
申请日：2024-07-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04 , G01M9/02 , F24H9/1863
Abstract: 一种大口径管式静风洞加热系统及调试方法，解决了静风洞内部气体温度不均匀、不满足温度要求的问题，属于风洞试验技术领域。大口径管式静风洞加热系统，包括驱动段、分布式加热器、电力调整器、主控系统、保温套、温度传感器；所述分布式加热器为电加热器，设有若干个，均匀布置在驱动段外侧，外侧整体包裹保温套，每个加热器采用电力调整器供电并控制功率，电力调整器通过温度反馈调节，加热系统所有参数上传到主控系统并由其发出指令；温度传感器用于测量驱动段内部和外侧的温度。
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公开(公告)号：CN118780193A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410754498.4
申请日：2024-06-12
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于热图技术的风洞试验模型表面热流辨识方法，属于空气动力学试验测量领域，在高超声速风洞试验中，采集模型在试验前和试验中模型表面温度，选择模型在流场中稳定时间段内两个时刻的温度进行热流辨识，获得模型表面热流。该方法无需测量模型插入流场的时间，具有对测量设备的要求低，操作简单的优点。
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