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[发明专利]一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法-CN202311168699.8在审
发明人：刘志勇;钱丰学;张兆;张林;陈植;杨可;黄振新;王红彪;杨洋;李悦 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2023-09-12 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种基于速度场的近场声爆信号光学测量方法，属于风洞近场声爆信号测量技术领域，解决了现有技术中诸如流场干扰和系统复杂等缺陷问题；本发明采用PIV技术测量流场的速度分布，在测量的同时，依据要求改变飞行器模型与PIV测量区域之间的相对位置，得出对应的空间速度场；再通过后处理程序，计算出对应的空间压力分布；后处理程序中，以分段计算空间速度场中不同区间的方式，得到对应区间中各点的压力分布；计算过程中，从波系外未受扰动的点开始，顺流逐点的进行计算，整合得到空间压力分布；本发明实现了非接触式的测量过程，对流场没有干扰，还可同时测量多个高度的声爆信号，极大提高了测量效率。
一种基于速度近场信号光学测量方法

[发明专利]一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法-CN202311055221.4有效
发明人：周波;向兵;杨洋;钱丰学;涂清;潘苇;邹彬彬;吴海江 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2023-08-22 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。该压力在线精确估计方法包括建立气源压力与采样时间的线性模型；通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。该压力在线精确估计方法算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
一种暂冲式高速风洞压力在线精确估计方法

[发明专利]一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法-CN202310241344.0在审
发明人：刘志勇;王红彪;张兆;刘祥;钱丰学;陈植;王良锋 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2023-03-14 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法，目的是为了摩擦应力全局测量，采用涂层加热的方式对模型表面进行加热，待达到热平衡后利用高精度红外热像仪获取模型表面的温度分布，在指定位置采用成熟的摩擦应力局部测量技术获取当地的摩擦应力，基于该摩擦应力和沿流线的温度分布计算整条流线上的摩擦应力；利用成熟的局部摩擦应力测量方法和高精度红外热图技术进行全局摩擦应力测量，测量设备较为简单，对模型表面通过加热涂层以恒定功率进行加热，将摩擦应力大小与当地温度建立关系，计算方法较为简单，摩擦应力的分辨率较高，与红外图像的分辨率相当，可以同时获得其他流场信息。
一种风洞模型表面摩擦应力全局测量方法

[发明专利]一种声爆试验探针角度敏感性快速标定方法-CN202211417445.0有效
发明人：杨洋;邵帅;钱丰学;高荣钊;刘志勇;李阳;杨可朋;付涌;吴磊;谢晨雨;张璐;张棋景;李远洋 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-11-14 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种声爆试验探针角度敏感性快速标定方法，其中探针测压孔中心与机构旋转中心不重合，先测得两个中心之间的距离，然后得到探针在不同角度阶梯下的压力测值，并得到压力系数，再根据探针的旋转角度，计算得到探针测压孔中心的实际空间位置，然后根据实际空间位置，试验得到探针在0°下的压力系数，最后根据压力系数差值得到单纯由探针角度变化引起的无量纲化压力系数。本发明的有益效果：一是不需要设计专用装置，可以基于当前试验条件实施；二是通用性更好，对于测压孔位于不同空间位置的探针，可以基于同一套装置完成角度敏感性检测。
一种试验探针角度敏感性快速标定方法

[发明专利]一种基于音爆试验外式天平的混合式双电桥数据处理方法-CN202111065713.2有效
发明人：贾巍;钱丰学;高荣钊;杨洋;刘维亮 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-09-13 - 公布日： 2023-03-10 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于音爆试验外式天平的混合式双电桥数据处理方法，从传统双电桥的数据处理方法入手，其在进行校准过程中：力载荷作用下，力元件信号输出正常而力矩元件输出信号为零，在力矩载荷作用下，力矩元件输出信号正常而力元件输出信号为零，此方法力和力矩元件彼此间干扰较小，有利于风洞试验的精确测量；根据上述想法，考虑引入修正系数K，通过合理的数据处理及迭代，使外式天平既能够在校准过程中合理匹配载荷，又能够使其在单独力/力矩载荷作用下，仅对应的测量单元有信号输出，而其他测量单元输出为“0”或较小，由此解决在外式天平校准过程中力和力矩载荷不匹配或干扰较大等问题。
一种基于试验天平混合式电桥数据处理方法

[发明专利]一种用于音爆传播计算的多波系同步推进波形参数方法-CN202010545227.X有效
发明人： 钱丰学;刘志勇;杨洋;陶洋;张兆;唐世勇;唐新武;张长丰;畅利侠;姚丹;熊贵天 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2020-06-16 - 公布日： 2023-03-03 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于音爆传播计算的多波系同步推进波形参数方法。该方法基于音爆射线管追踪和Thomas的波形参数模型，采用内外双循环流程进行传播计算，具体步骤为：a.初始化；b.射线管单步跟踪(外循环起始)；c.计算射线管单步推进中波形传播预期步长参数T(内循环起始)；d.步长参数T符合性检验及其更新、各区间长度因子F1,i和F2,i的递进计算；e.多波系同步推进的波形参数传播计算；f.判断波形传播是否达到射线管末端(内循环终止判断)；g.判断射线管是否达到终止位置(外循环终止判断)。该方法可以在一个时间步内完成多道激波生成或者激波融合，提高了计算效率和计算稳定性。
一种用于传播计算多波系同步推进波形参数方法

[发明专利]一种曳光管尾焰辐射特性风洞试验装置及试验方法-CN202211263897.8有效
发明人：王红彪;钱丰学;刘祥;熊健;陈植;刘奇;邓吉龙;蒋勇 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-10-17 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种曳光管尾焰辐射特性风洞试验装置及试验方法。红外曳光管通过支撑装置安装在直流式风洞的试验段内，发火线从支撑装置内引出试验段与直流点火电源连接；试验段的侧壁上设置有红外玻璃观察窗，洞体外侧布置中波红外热像仪、光谱辐射计和工控机；工控机控制支撑装置带动红外曳光管做水平前后运动和竖直上下运动。试验方法包括风洞试验条件准备，安装红外曳光管，调整红外曳光管测量位置，红外曳光管尾焰辐射特性测试，试验关车和烟雾吹除，数据处理和分析，撰写曳光管尾焰红外辐射特性测试报告。试验装置和试验方法提高了试验效率、节省了试验成本，为防空武器靶机测试和仿真模拟提供了数据支撑。
一种曳光管尾焰辐射特性风洞试验装置试验方法

[发明专利]一种风洞试验模型支撑装置-CN202211169420.3有效
发明人：畅利侠;钱丰学;李为群;腾达 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-09-26 - 公布日： 2022-11-29 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种风洞试验模型支撑装置。试验模型通过尾部支杆和迎角机构连接耳片安装在迎角机构上，试验模型与腹部支杆之间通过旋转铰链轴连接，能够相对转动，腹部支杆通过腹部支杆底座安装在迎角机构基座上；旋转铰链轴的轴线与迎角机构旋心重合，通过迎角机构在竖直平面内的旋转改变试验模型的迎角，通过迎角机构基座在水平面内的旋转改变试验模型的侧滑角。该风洞试验模型支撑装置为全模测压试验、部件测压试验、部件测力试验和部件颤振试验等项目提供了一种新型试验模型支撑方案，提高了整个支撑系统的结构强度，解决了试验模型的抖动问题，增强了试验模型迎角范围调整的便捷性，拓展了试验模型迎角的运行包线。
一种风洞试验模型支撑装置

[发明专利]一种变静稳定性战术导弹气动布局及其应用-CN202211009299.8在审
发明人：张长丰;张伟;徐扬帆;周为群;钱丰学;李腾骥;邹涵 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-08-23 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明属于飞行器气动布局技术领域，公开了一种变静稳定性战术导弹气动布局及其应用。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局过改变弹翼即主升力面的轴向位置来调整战术导弹静稳定性，发展了可变静稳定性鸭式战术导弹气动布局和可变静稳定性正常式战术导弹气动布局两种应用方式。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局的优点是费重小、无升力损失、控制率设计相对简单，在高机敏性战术导弹领域有着广泛的用途。
一种稳定性战术导弹气动布局及其应用

[发明专利]一种高速风洞总压传感器量程自动选择及容错方法-CN202210953381.X在审
发明人：周波;向兵;钱丰学;王思雄;杨洋;邹彬彬;涂清;潘苇 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-08-10 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种高速风洞总压传感器量程自动选择及容错方法。该方法通过风洞运行管理计算机下达试验工况，风洞核心控制器根据目标总压值的大小自动选取合适量程的总压传感器，关闭比合适量程小的总压传感器气路电磁通断阀，打开合适量程及合适量程以上量程的总压传感器气路电磁通断阀。试验开始后，风洞核心控制器采集打开的所有量程总压传感器读数，如果最大量程总压传感器测值与所选量程的总压传感器测值之差大于设定阈值时，风洞核心控制软件自动采用高一个量程的总压传感器测值作为总压控制反馈值。该方法实现了总压传感器量程的自动选择，减少了人工操作的工作量并避免了操作失误，保证了风洞试验的安全进行。
一种高速风洞传感器量程自动选择容错方法

[发明专利]一种用于超声速客机的空重估算方法-CN202111125590.7有效
发明人： 钱丰学;刘志勇;杨洋;张兆;陶洋;郭鹏;尹刚;周波;姚丹;高荣钊;廖晓林 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-09-26 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于超声速客机的空重估算方法。该空重估算方法依据部件或者装置的关键特征相似性选择重量的统计模型，采用Raymer战斗机重量估算体系公式来计算超声速客机机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；采用Raymer运输机重量估算体系公式来计算超声速客机机身、起落架、飞控系统、APU安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；引入技术进步权重因子，获得部件或者装置以及各分系统的估计重量。该方法高效快速，能够较为精确的估算超声速客机的机体结构重量和推进系统重量。
一种用于超声速客机估算方法

[发明专利]一种基于音爆试验技术的风洞试验装置-CN202111065722.1有效
发明人：贾巍;钱丰学;高荣钊;杨洋;刘维亮 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-09-13 - 公布日： 2021-11-16 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于音爆试验技术的风洞试验装置，包括外式天平、参试模型、支撑装置和用于连接支撑装置的迎角支架，所述外式天平为嵌套式结构，包括采用单柱悬臂矩形梁结构的前端力矩元件和采用两组相互垂直的多柱矩形梁元件结构的后端力元件，所述支撑装置包括位置调节装置、连接到位置调节装置上的支杆、与支杆端部同轴连接的转接支杆，转接支杆的另一端与外式天平连接，外式天平与参试模型连接；本发明的外式天平，超出了传统天平力和力矩载荷比范围，其结构突破了采用传统内式天平以及单独支撑机构进行试验的支撑方式，首次应用在实现音爆试验技术的风洞试验，三是具有良好的实用性和推广价值。
一种基于试验技术风洞试验装置

[发明专利]一种新型智能变体飞行器-CN202110400039.2在审
发明人：马晓永;苗帅;雷鹏轩;黄勇;周为群;钱丰学;陈立立;肖云雷;唐骥罡 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2021-04-14 - 公布日： 2021-07-23 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：本发明专利公开了一种新型智能变体飞行器，具体涉及飞行器气动外形设计的技术领域。一种新型智能变体飞行器，包括机身和对称设置在机身后侧的发动机，所述机身的尾部还设有倒V尾翼，所述机身上设有变体机翼，所述变体机翼可实现后掠角在0‑90°内调节，所述机身的底部还设有位于机身头部的前起落架和发动机下方的两个主起落架。采用本发明技术方案解决了现有的飞行器无法实现后掠角灵巧变形的问题，可提高飞行器的气动性能。
一种新型智能变体飞行器

[发明专利]一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质-CN202110146301.5有效
发明人：郭鹏;钱丰学;高鹏;刘奇;张利波;邓吉龙;查俊;吕彬彬 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-02-03 - 公布日： 2021-05-28 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本申请公开了一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质，涉及风洞试验领域，并联飞行器级间分离试验方法包括：生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构；发送启动信号至所述风洞；计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；若是，则计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构；当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数，能够可靠地获取目标参数。
一种并联飞行器分离试验方法装置可读存储介质

[发明专利]飞行器分体试验方法、装置、计算机设备及可读存储介质-CN202110043161.9有效
发明人：郭鹏;钱丰学;高鹏;刘奇;易国庆 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-01-13 - 公布日： 2021-04-02 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞行器分体试验方法、装置、计算机设备及可读存储介质，涉及风洞试验技术领域，飞行器分体试验方法包括：生成初始化信号并发送初始化信号至机构；发送启动信号至风洞，并采集试验模型的气动力数据；根据试验模型在第一预设时刻的质心位置判断预设约束公式是否成立；若是，则计算得到试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则计算得到试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；将第一试验参数或第二试验参数输入机构；重复发送初始化信号至机构至将第一试验参数或第二试验参数输入机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数，能够可靠地获取目标参数。
飞行器分体试验方法装置计算机设备可读存储介质

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