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[发明专利]一种超声速风洞开槽壁试验段的流场均匀性评估方法-CN202310967936.0在审
发明人：张刃;崔晓春;李兴龙;李庆利 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-03 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种超声速风洞开槽壁试验段的流场均匀性评估方法，属于实验空气动力学领域。为了快速高效评估开槽壁试验段的流场均匀性。本发明计算超声速风洞开槽壁试验段的壁面边界条件对超声速风洞开槽壁试验段进行特征线网格划分，解算壁面上起始网格点的气动参数；计算壁面上起始网格点的右伸特征线向上游延伸与试验段入口平面的交点P发出的右伸特征线与(0,0)点发出的左伸特征线的交点的气动参数和坐标；计算P点发出的右伸特征线与(1,1)点到(5,5)点发出的左伸特征线的交点的气动参数和坐标；计算（k,k‑5）点发出的右伸特征线与（k‑5,k‑5）点发出的左伸特征线的交点的气动参数和坐标。本发明计算效率高。
一种超声速风洞开槽试验均匀评估方法

[发明专利]一种基于监控相机的飞行器模型振动测量方法-CN202310852144.9有效
发明人：刘新朝;杜文天;史季;崔晓春;张刃;张明龙 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-07-12 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种基于监控相机的飞行器模型振动测量方法，属于风洞试验振动测量技术领域。为解决对风洞试验中飞行器模型的振动进行精确监控的问题。本发明安装好飞行器模型之后，调整监控相机的角度、视野范围，标定飞行器模型与监控相机的位置关系，在飞行器模型表面设置荧光标识点，进行风洞试验，读取风洞试验视频数据并逐帧分解为单帧图像，进行特征捕捉，识别每个单帧图像的荧光标识点边界，然后筛选每个单帧图像的荧光标识点边界，计算每个单帧图像的荧光标识点中心坐标，得到的每个单帧图像的荧光标识点中心坐标连线得到飞行器模型振动时程曲线，通过傅里叶变换得到飞行器模型振动特性。本发明用于测量飞行器模型发生振动时的数据，补偿数据精度影响。
一种基于监控相机飞行器模型振动测量方法

[发明专利]一种连续式风洞的安全联锁方法及系统-CN202311068062.1有效
发明人：范东倩;王浩然;张刃;刘荻;刘海涵;简鹏阳;王丽萍;贺中华 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-24 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明提出一种连续式风洞的安全联锁方法及系统，属于风洞安全联锁技术领域。包括以下步骤：S1.风洞安全联锁系统读取风洞现场的实时状态；S2.风洞安全联锁系统根据风洞现场的实时状态判断操作设备是否有异常状况发生；S3.若存在异常，输出信号至可视化设备和操作设备，若无异常，可视化设备无报警信息；异常状况包括：系统间联锁异常、试验流程异常和试验数据联锁异常。解决不能对设备层面及试验过程中的操作进行有效防护，也不具备数据及系统有效性的判断的技术问题。本发明实时性好、稳定性高、可靠性强、使用简单、操作灵活，在连续式风洞试验领域具有较好的应用前景。
一种连续风洞安全联锁方法系统

[发明专利]一种支撑、支杆和天平的弹性角计算方法-CN202310879467.7在审
发明人：张刃;张明龙;刘海涵 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-07-18 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F17/18 文献下载
摘要：本发明提出一种支撑、支杆和天平的弹性角计算方法，属于支撑、支杆和天平的弹性角计算技术领域。包括以下步骤：S1.测量支撑、支杆和天平的弹性角系数；S2.利用支撑、支杆和天平的弹性角系数计算风洞试验时的弹性角；S3.计算风洞试验时的弹性角的投影；S4.合成弹性角投影，计算支撑、支杆和天平的弹性角；S5.确定支撑、支杆和天平的纵向弹性角、横向弹性角和滚转弹性角的方向。解决现有技术中存在的由于支撑的横向刚度较小，支撑的横向变形量较大导致的不足以表示支撑、支杆和天平的整体的弹性角系数，计算三者整体的弹性角，进而影响模型姿态角的准确度计算的技术问题。
一种支撑支杆天平弹性计算方法

[发明专利]一种多角度弹性角加载系统及方法-CN202310974018.0有效
发明人：马卿元;张明龙;刘海涵;刘博宇;杜文天;张刃;王浩然 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-04 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：一种多角度弹性角加载系统及方法，属于空气动力学领域。本发明包括支撑底座、脚轮组件、支撑底座端连接法兰、驱动组件、加载头端连接法兰和八棱柱套筒组件，支撑底座底部安装有脚轮组件，驱动组件一端通过支撑底座端连接法兰安装在支撑底座上，所述驱动组件一端与支撑底座端连接法兰铰接，驱动组件另一端通过加载头端连接法兰和八棱柱套筒组件建立连接，所述驱动组件另一端与加载头端连接法兰铰接。研发目的是为了解决现有条件下只能以对弯刀的纵向和纯横向加载结果进行弹性角修正，该种弹性角修正方式与实际工况存在较大的偏差，影响试验数据结果的问题，本发明更贴近实际工况，由此加载结果进行弹性角修正时可提高试验数据的精确性和有效性。
一种角度弹性加载系统方法

[发明专利]一种直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的阀门组及工作方法-CN202311003053.4在审
发明人：刘广宇;张军强;杨福宇;鲁文博;张刃 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-10 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的阀门组及工作方法，属于高速风洞气动与结构设计领域。其包括主管道、引射器管道、主快速阀、主调压阀、稳定段、喷管段、试验段、超扩段、引射器、旁路阀、引射器快速阀和引射器调压阀，主管道沿气流方向装有主快速阀、主调压阀、稳定段、喷管段、试验段、超扩段和引射器，主快速阀的进气口和出气口处并联有旁路阀，引射器管道一端与主管道进气端连通，引射器管道另一端依次通过引射器快速阀和引射器调压阀后与引射器连通。本发明研发目的是为了解决通过合理布置风洞阀门组，实现了风洞具有较高的总压控制效率与精度、以及较高的节能与运行效率的问题，实现了风洞具有较高的总压控制效率和节能与运行效率。
一种直流暂冲吹引式亚高超声速风洞阀门工作方法

[发明专利]一种飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构及驱动方法-CN202310664787.0有效
发明人：徐志福;金福旭;王浩然;张刃;崔晓春 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-07 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构及驱动方法，属于飞行器风洞试验技术领域。本发明解决了现有技术的飞行器模拟支杆驱动受到连杆机构本身性质的限制，导致飞行器模型提供可调攻角范围较小的问题。本发明包括连接臂、模型支杆、液压驱动装置、支杆连接件和转轴，连接臂内设置有液压驱动装置，液压驱动装置的执行端与支杆连接件建立连接，支杆连接件通过转轴转动设置在连接臂上，支杆连接件上连接有模型支杆，模型支杆与连接臂的轴向方向角度范围在+115°~‑10°之间。本发明的飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构克服了连杆机构的限制，增加了飞行器模型攻角的可调范围，为飞行器模型的风洞试验提供更加全面的大攻角气动试验数据。
一种飞行器模型阻塞度大攻角驱动机构方法

[发明专利]一种用于连续式跨声速风洞的马赫数精确控制系统及方法-CN202310235843.9有效
发明人：曹阳;崔晓春;张刃 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-03-13 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：一种于连续式跨声速风洞试验的马赫数精确控制系统及方法，属于航空气动力风洞试验技术领域。为解决连续式跨声速风洞吹试验过程中，由于模型姿态角变化引起的马赫数不能稳定控制的问题。本发明包括模型姿态角控制单元连接第一运动控制电机，压缩机转速控制单元连接压缩机，二喉道截面积控制单元连接第二运动控制电机、数据采集单元连接风洞总静压传感器；第一运动控制电机用于控制模型的姿态角运动；压缩机用于控制连续式跨声速风洞的风速；第二运动控制电机用于控制连续式跨声速风洞的二喉道截面积。本发明通过调节压缩机转速以及二喉道截面积，消除由于试验模型运动导致的马赫数扰动。
一种用于连续声速风洞马赫数精确控制系统方法

[发明专利]一种连续式跨声速风洞主压缩机厂内试验装置及方法-CN202310726137.4有效
发明人：许岭松;张刃;张付昆;罗劲;张然;崔晓春 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-19 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F04D27/00 文献下载
摘要：一种连续式跨声速风洞主压缩机厂内试验装置及方法，属于风洞试验领域。本发明包括闭式回路上逆时针依次安装有压缩机、真空系统、中压干燥气罐、换热器、快开蝶阀、流量计和露点仪，驱动电机装于闭式回路，且其输出端与压缩机建立连接，真空系统通过截止阀开度控制抽气量，中压干燥气罐通过中压截止阀开度控制其充气量，蝶阀安装在闭式回路上且与快开蝶阀并联。针对大型连续式跨声速风洞主压缩机流量‑压比工况范围宽的特点，解决能够满足增压、真空、常压等不同使用工况的性能测试，同时过程中通过两组阀门对闭式回路阻力特性进行精确控制，实现压缩机组流量‑压比的高精度测试的问题，节约成本，提供全面详尽的性能评估。
一种连续声速风洞压缩机试验装置方法

[发明专利]试验段亚声速流场品质评估方法、电子设备及存储介质-CN202310669169.5在审
发明人：张刃;崔晓春;朱亚楠 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-07 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：试验段亚声速流场品质评估方法、电子设备及存储介质，属于实验空气动力学领域。为减少开槽壁槽缝型面或开孔壁开孔分布对比分析工作的复杂性。本发明采用改进的Keller面元法计算试验段亚声速流场的扰动速度基本解，构建试验段亚声速流场的扰动速度数据库；使用奇点法构建试验模型的表达式；计算试验模型的升力效应的奇点强度；计算试验模型的堵塞效应的奇点强度；将试验模型的升力效应的奇点强度用于计算模型和支撑的升力效应，试验模型的堵塞效应的奇点强度用于计算模型和支撑的堵塞效应，升力效应和堵塞效应共同构成试验段透气壁对流场的扰动。本发明可以适用于各种类型的试验段壁板的亚声速流场品质评估，操作简单、计算效率高。
试验声速品质评估方法电子设备存储介质

[发明专利]一种两自由度移测机构及方法-CN202310912287.4在审
发明人：刘畅;张明龙;张刃;邢汉奇;崔晓春 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-07-25 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种两自由度移测机构及方法，属于风洞试验技术领域，本发明为了解决现有移测装置不能实现截面任意角度测量的问题。包括滑台模组、支架套筒、转轴、旋转模块和测量排架；滑台模组沿试验段的轴向设置，滑台模组通过模组支架与支架套筒相连，转轴与支架套筒转动配合；旋转模块包括无框电机，无框电机的转子分别与第一输出管轴和第二输出管轴同轴相连，第一输出管轴分别与第一编码器和励磁制动器相连，第二输出管轴依次通过谐波减速机和转轴与测量排架相连，测量排架通过滑台模组实现轴向移动，测量排架通过旋转模块实现转动，进而实现试验段任意测量截面的全角度数据测量，增大了测量数据范围，提高了实验效率，降低了风洞运行成本。
一种自由度机构方法

[发明专利]一种提高风洞模型试验模型姿态角动态精度的方法-CN202310774702.4有效
发明人：傅冰;唐志鑫;张刃;石明泉;胡雄 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-28 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种提高风洞模型试验模型姿态角动态精度的方法，属于风洞模型试验技术领域。本发明解决了在风洞模型试验中存在动态因素影响时无法实时地、精确测量模型姿态角度的问题。本发明采集各轴向加速度计输出值并计算，得到各轴向加速度；依据当前时刻俯仰轴、滚转轴角加速度的值进行判断当前是否受动态干扰，当角加速度不为零时，对俯仰轴、滚转轴对应轴加速度值进行修正，得到各轴加速度的纯净加速度，角加速度为零时，测值即为纯净加速度；利用纯净加速度值进行各轴姿态角度的计算，得到修正后的姿态角度值；向系统回传角度数据。本发明显著提高了模型在风洞试验中运动条件下姿态角度测量的动态精度和可靠性。
一种提高风洞模型试验姿态动态精度方法

[发明专利]一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法-CN202310778125.6有效
发明人：徐志福;朱亚楠;曹阳;张刃 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-29 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法，属于飞行器风洞试验技术领域。解决了现有技术中连续式风洞测压试验中的压力扫描阀采集到的压力数据无法被实时监测且对其偏差值无法及时修正的问题；本发明包括以下步骤：在风洞试验段放置安装压力扫描阀的飞行器模型；利用风洞内采集精度更高的风洞静压压力传感器，根据压力扫描阀与其同步采集到的风洞驻室静压值，实时判断、监控压力扫描阀采集数据有效性；根据试验过程中压力扫描阀与风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压值差值、流动停止后标定的压力扫描阀各通道间关系，修正采集到的飞行器模型表面测压孔压力数据。本发明有效提升了连续式风洞试验效率，可以应用于风洞测压试验。
一种连续风洞试验数据监控修正方法

[发明专利]一种大型连续式跨声速风洞轴流压缩机试验装置及方法-CN202310726146.3有效
发明人：许岭松;崔晓春;张然;李庆利;张刃 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-19 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： F04D27/00 文献下载
摘要：一种大型连续式跨声速风洞轴流压缩机试验装置及方法，属于风洞试验领域。其包括轴流压缩机、洞体、换热器、稳定段、喷管段、试验段、超扩段和驻室段，轴流压缩机与洞体、换热器、稳定段和驻室段首尾依次连接形成闭合回路，驻室段内部设置有喷管段、试验段和超扩段，试验气流依次流过在喷管段、试验段和超扩段。解决风洞后续控制压缩机的转速来实现对风洞马赫数的精确控制，并监测压缩机运行工况点远离运行边界线，确保压缩机稳定安全运行的问题，本发明可获得全部转速区间的压缩机运行特性及运行边界线，满足风洞后续控制压缩机转速实现对风洞马赫数的精确控制，并监测压缩机运行工况点远离运行边界线，确保压缩机稳定安全运行。
一种大型连续声速风洞轴流压缩机试验装置方法

[发明专利]一种连续式风洞飞行器大气数据系统鉴定试验系统及方法-CN202310617749.X有效
发明人：徐志福;张刃;刘荻;曹阳;朱亚楠 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-05-30 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提出一种连续式风洞飞行器大气数据系统鉴定试验系统及方法，属于大气数据系统鉴定试验方法技术领域。系统包括鉴定试验计算机、风洞测控系统、大气数据计算机、大气压力传感器、风洞总压传感器、风洞静压传感器和飞行器模型；飞行器模型设置在风洞试验段内与大气压力传感器连接；大气压力传感器与大气数据计算机连接；大气数据计算机与鉴定计算机连接；鉴定计算机通过通讯电缆与风洞测控系统连接；风洞测控系统通过电缆线分别与风洞总压传感器和风洞静压传感器连接；解决现有技术中存在的传统大气数据系统试验中对飞行试验的依赖程度过高、成本过高，系统研发周期长，对危险包线范围大气数据系统稳定性、精准度验证难度大的技术问题。
一种连续风洞飞行器大气数据系统鉴定试验方法

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