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公开(公告)号：CN113252285A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110802335.5
申请日：2021-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种立式风洞模型俯仰‑翻滚试验装置及使用方法，其中所述试验装置包括：底座，所述底座固定安装于立式风洞试验段洞壁平台上；立柱，所述立柱的底端与底座固定连接；支撑杆，所述支撑杆位于所述立柱和腹撑弯杆之间，所述支撑杆一端与所述立柱的顶端固定连接，另一端通过转动组件与所述腹撑弯杆的一端连接，所述转动组件，安装于所述支撑杆远离所述立柱的一端；所述腹撑弯杆，在远离转动组件的一端与安装座固定连接，所述安装座固定安装于飞行器模型的腹部。通过本发能够实现飞机模型在空气动力的作用下的自由俯仰/翻滚运动，结构简单，机构转动阻尼小且干扰小、精度高，安装简便可靠。
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公开(公告)号：CN109697329A
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201910009249.1
申请日：2019-01-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 清华大学
Abstract: 本发明公开一种飞机结构损伤的气动力优化计算方法，包括步骤：根据飞机结构损伤类型及损伤程度，建立结构损伤飞机模型；基于涡格法对结构损伤飞机模型进行气动力计算；利用无结构损伤时飞机的风洞试验数据对结构损伤飞机气动力计算结果数据进行修正。本发明能够实现在低风险、低成本前提下快速而精准地获得飞机在各种结构损伤情况下气动力数据，为飞机结构损伤气动力建模、动力学分析以及先进控制律设计研究奠定基础。
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公开(公告)号：CN105784318A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610123742.2
申请日：2016-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/08
CPC classification number: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞模型飞行实验系统及方法，包括飞行器动力相似缩比模型、模型机载姿态测量系统、舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统、飞行控制系统、飞行操纵系统、风洞运行系统和安全防护系统。本发明所提出实验系统中配备的安全防护系统使模型的气动特性不受影响且能够模拟真机的六自由度飞行状态，能够实现发动机的推力模拟，加入了飞行控制系统和飞行操纵系统，通过驾驶员操控实现飞行器模型在风洞试验段内六自由度自由飞行，在风洞中完全模拟了飞行器空中飞行运动环境，可以在风洞中同时研究飞行器的气动、飞行力学和飞行控制特性。
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公开(公告)号：CN104087159A
公开(公告)日：2014-10-08
申请号：CN201410320460.2
申请日：2014-07-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: C09D183/04 , C09D125/14 , C09D5/22 , C09D7/12
Abstract: 本发明公开了一种基于乳液载体配方的低速风洞荧光油流显示方法，发明由三部分内容组成：一是诱导油流发光的、一定波长的光源；二是不同材料、一定比例的水性乳液混合物载体；三是荧光指示剂与抗凝剂。该发明中油流涂料的载体由硅溶胶、防腐剂、消泡剂、流平剂、成膜剂、增稠剂等不同乳液混合而成，与普通油流涂料载体煤油、机油等相比，其对风洞污染性较小、清洁方便、性价比高、更安全、显示效果更好。
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公开(公告)号：CN107941450B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN201710855108.2
申请日：2017-09-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种抑制开口射流风洞低频压力脉动的喷口角涡发生器，包括喷口(2)，所述喷口的每个壁上固定安装有两个扰流体(1)；其中，所述扰流体是由矩形的扰流体底面(11)、两个扰流体侧面(14)和流向表面(12)组成的圆弧状结构。该角涡发生器对喷口气流进行了长距离的边角导流，改变了涡流的方向，破坏了因剪切层失稳而产生的大尺度涡结构，在很大程度上抑制了低频压力脉动，能够大幅度地降低风洞低频压力脉动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107941450A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201710855108.2
申请日：2017-09-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
CPC classification number: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种抑制开口射流风洞低频压力脉动的喷口角涡发生器，包括喷口(2)，所述喷口的每个壁上固定安装有两个扰流体(1)；其中，所述扰流体是由矩形的扰流体底面(11)、两个扰流体侧面(14)和流向表面(12)组成的圆弧状结构。该角涡发生器对喷口气流进行了长距离的边角导流，改变了涡流的方向，破坏了因剪切层失稳而产生的大尺度涡结构，在很大程度上抑制了低频压力脉动，能够大幅度地降低风洞低频压力脉动。
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公开(公告)号：CN105300654A
公开(公告)日：2016-02-03
申请号：CN201510779721.1
申请日：2015-11-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞内的超声精确测距系统，包括设置在风洞内的五只超声传感器和控制器，其中两只超声传感器固定在风洞内壁上，一只可以在风洞内移动，另外两只分别设置在两个被测物体上，被测物体位于低速风洞内；测距采用差距法获得低速风洞内的实时声速，再利用获得的实时声速通过双向探测法测得低速风洞内两物体的精确空间距离。本发明通过采用差距法和双相探测法实现低速风洞内距离的非接触精确测量，避免了低速风洞内的空气流速、密度、压力、温度和湿度等对测距结果的影响。
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公开(公告)号：CN105222983A
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201510773475.9
申请日：2015-11-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞模型位姿超声测量系统，包括控制器，精密稳压电源，和通过线缆分别与控制器连接的目标超声传感器、信标超声传感器和实时声速测量传感器；以及通过基点校准法利用移测架对信标超声传感器和实时声速测量超声传感器、通过坐标重合法对目标超声传感器进行校准和标定的方法；利用信标超声传感器通过测边空间后方交会获得模型上3个或3个以上目标超声传感器在风洞坐标轴系上的坐标以及这些传感器在模型坐标轴系上的坐标，通过对两坐标轴系转换参数的求解从而最终获得低速风洞试验模型此刻完整的位姿参数；本发明采用模型位姿超声测量，可实现低速风洞模型位姿的非接触测量，避免了试验段内的安装条件、测量设备等对风洞流场的干扰影响，从而避免对模型气动数据测量的影响。
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公开(公告)号：CN104122066A
公开(公告)日：2014-10-29
申请号：CN201410321755.1
申请日：2014-07-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞试验模型三维实时姿态角同步测量方法。该方法应用Optotrak光学位移测量系统，将风洞试验模型建为刚体并测得刚体欧拉角，通过刚体欧拉角解算模型姿态角，实现了风洞试验模型三维实时姿态角的测量；同时采用主从站结构的同步采集方案，实现了模型姿态角与风洞试验其它信号（如天平信号）的同步测量。该测量方法经过多项风洞试验验证，精准度、实时性和同步性满足试验要求。
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公开(公告)号：CN113252285B
公开(公告)日：2021-10-08
申请号：CN202110802335.5
申请日：2021-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种立式风洞模型俯仰‑翻滚试验装置及使用方法，其中所述试验装置包括：底座，所述底座固定安装于立式风洞试验段洞壁平台上；立柱，所述立柱的底端与底座固定连接；支撑杆，所述支撑杆位于所述立柱和腹撑弯杆之间，所述支撑杆一端与所述立柱的顶端固定连接，另一端通过转动组件与所述腹撑弯杆的一端连接，所述转动组件，安装于所述支撑杆远离所述立柱的一端；所述腹撑弯杆，在远离转动组件的一端与安装座固定连接，所述安装座固定安装于飞行器模型的腹部。通过本发能够实现飞机模型在空气动力的作用下的自由俯仰/翻滚运动，结构简单，机构转动阻尼小且干扰小、精度高，安装简便可靠。
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