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公开(公告)号：CN119643084A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411727684.5
申请日：2024-11-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提供了一种大柔性梁结构高比例子模态试验方法，首先取原梁结构长度的一部分建立模型，原型的梁长度尺寸分别是所取子结构梁长度尺寸的4‑8倍，而原型梁各个位置的截面与子结构梁的截面形状保持一致，原型梁的材料属性与子结构梁的材料属性保持一致；之后将子结构梁以一端固定，一端自由的方式进行夹持；再对子结构梁采用敲击或扫频的方式测量其模态频率；最后依靠给出的模态频率估算公式得到大柔性梁的结构模态，并对进行的几组试验求平均值获得最终的结果。本发明可以使用小尺寸悬臂梁模型估算大尺寸“自由‑自由”状况下的梁的模态频率。
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公开(公告)号：CN119618530A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411753180.0
申请日：2024-12-02
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器模态试验技术领域，尤其是涉及一种飞行器模态试验方法。包括以下步骤：S1.首先在飞行器上选择多组悬吊位置，使用刚性索分别在多组悬吊位置依次进行悬吊，分别测量并记录飞行器的模态频率和振型，选择模态频率最低时对应的悬吊位置为试验悬吊位置；S2.在所述试验悬吊位置处依次使用不同刚度的弹性索进行悬吊，分别测量并记录飞行器的模态频率和振型，选择模态频率最低时对应刚度的弹性索为试验悬吊绳；S3.采用试验悬吊绳在试验悬吊位置处进行悬吊，重复试验，得到飞行器的模态试验数据。本发明提供的方法能够避免悬吊刚度和悬吊位置对试验结果的干扰，试验结果更加准确，更容易建立试验结果标准化。
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公开(公告)号：CN116029045A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211526747.1
申请日：2022-11-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，属于飞行器颤振试验技术领域。将机翼分为翼梁+肋板结构与蒙皮+缘条结构，分别进行刚度等效设计：将机翼的翼梁与肋板等效为模型的翼梁与肋板，将机翼的蒙皮与缘条等效为模型的蒙皮。测量对应的结构刚度后，缩比得到设计刚度，确定模型的几何参数；之后考虑加工性对模型结构进行调整，增加配重与填充材料；对模型进行刚度与模态分析，并调增结构直到刚度与模态满足要求，得到最终颤振模型。
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公开(公告)号：CN115901169A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211436460.X
申请日：2022-11-16
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明提供了一种细长体半弹性脉动压力风洞试验模型及其制造方法，包括细长体刚性模型、弹性梁和固定支撑，弹性梁一端与细长体刚性模型固定连接，弹性梁的另一端与固定支撑固定连接，细长体刚性模型的表面设有若干用于安装压力传感器的通孔。本发明模型的一阶减缩频率与要模拟的细长体飞行器结构的一阶减缩频率相等，且其一阶模态振型与要模拟的细长体飞行器一阶弯曲模态前节点之前的振型相似，可模拟与结构低阶模态振动相耦合的非定常流动频率和流场结构特性，使试验结果更加准确。本发明涉及的一种细长体半弹性脉动压力风洞试验模型的制造方法，通过本发明制造获取试验模型，设计过程简单，模型加工难度较低，传感器安装简单。
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公开(公告)号：CN114414191A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111629840.0
申请日：2021-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种舵面模型气动试验装置，该装置包括：机架，机架内设置有封闭的腔室；电机，设置在腔室的底部；风洞天平，设置在电机上方并与电机的输出端连接，风洞天平的两端分别通过一个轴承与机架转动连接；旋转编码器，设置在风洞天平的上方，旋转编码器的定子与机架连接，旋转编码器的转子连接风洞天平的上端，风洞天平的上端用于连接舵面模型，舵面模型外露于腔室；加速度计，贴在舵面模型上；该装置采用电机来驱动舵面模型，能够用于超声速、高超声速风洞中开展舵面非定常气动力试验，结构紧凑、易于安装在风洞中，能够方便地随时进行舵面模型攻角变化，并且克服了激振器只能实现小攻角振动的局限性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113504025A
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202111065686.9
申请日：2021-09-13
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，包括：构建虚拟模型，虚拟模型包括相互连接的低频结构和薄壁结构，低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；仿真计算低频结构承受不同载荷时薄壁结构的应力变化，并对薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；根据虚拟模型的参数构造实物模型；在实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；对实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过对应关系，获得实物模型所承受的动载荷；根据相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
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公开(公告)号：CN109540455A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811313745.8
申请日：2018-11-06
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 一种薄壁模型双梁铰接结构及动力学试验支撑方法，其中铰接结构包括：支杆固定套、两根弹性梁、模型固定瓣、模型支撑套、支杆；支杆固定套、弹性梁、模型固定瓣为一体化加工，两根弹性梁在同平面平行放置，支杆固定套、模型固定瓣分别连接于弹性梁两端；支杆固定套与支杆固定，模型固定瓣与模型支撑套固定；模型支撑套与试验模型固定，进而实现试验模型相对支杆的弹性固定。这种铰接结构可以更准确地进行模型振动模态的模拟，从而达到提高试验精度、增加风洞试验模拟的准确性的目的。
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公开(公告)号：CN108195545A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201711269014.3
申请日：2017-12-05
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 细长体飞行器弹性模型振动试验装置，涉及飞行器结构试验、风洞试验、航空航天领域；弹性模型、弹性支撑杆、尾支杆、电磁激振器和底座；底座与外部风洞弯刀固定连接；电磁激振器为圆柱形结构；电磁激振器沿竖直方向固定安装在底座的侧壁；尾支杆为锥柱形结构；尾支杆同轴固定安装在外部风洞弯刀的中部；弹性支撑杆固定安装在尾支杆的轴向前端；弹性模型为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆和尾支杆伸入弹性模型内部，且弹性支撑杆的外壁与弹性模型的内壁固定连接；本发明用于细长体飞行器弹性模型模态试验、空气动力阻尼试验和载荷响应风洞试验等研究，具备模型激励、模型支撑功能，试验模型和支撑能够模拟模型低阶自由振动的结构动力学特性。
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公开(公告)号：CN104482484B
公开(公告)日：2017-10-10
申请号：CN201410766583.9
申请日：2014-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: F21S9/02 , F21V19/00 , F21V23/06 , F21V29/503 , F21V29/60 , F21Y115/10
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验段内部照明装置，其包括：照明供电模块，用于提供照明电力，位于所述风洞试验段外部；照明模块，用于在所述照明供电模块提供的照明电力下向所述风洞试验段内部提供照明；其中，所述照明模块包括：多个LED单元、和支撑件，多个所述LED单元均位于所述风洞试验段内部，且均与所述照明供电模块电连接，均固定在所述支撑件上；所述支撑件为所述风洞试验段的下壁板或所述风洞试验段的侧观察窗。本发明通过上述技术方案解决了在风洞试验中，难以在试验段内部获得非常高亮度照明的技术问题，克服了现有照明设备不能安装在试验段内部的缺陷，避免了光源装置和观察窗尺寸的限制，以及观察窗玻璃对透射光强度的衰减。
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公开(公告)号：CN119666285A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411727687.9
申请日：2024-11-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提供了一种大柔性梁结构低比例子模态试验方法，首先取原梁结构长度的一部分建立模型，原型的梁长度尺寸分别是所取子结构梁长度尺寸的2倍、2.5倍、3倍，3.5倍，而原型梁各个位置的截面与子结构梁的截面形状保持一致，原型梁的材料属性与子结构梁的材料属性保持一致；之后将子结构梁以一端固定，一端自由的方式进行夹持；再对子结构梁采用敲击或扫频的方式测量其模态频率；最后依靠给出的模态频率估算公式得到大柔性梁的结构模态，并对进行的几组试验求平均值获得最终的结果。本发明可以使用小尺寸悬臂梁模型估算大尺寸“自由‑自由”状况下的梁的模态频率。
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