“中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果532个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]一种高速风洞动导数试验监测方法、电子设备及存储介质-CN202311196189.1在审
发明人：潘金柱;才义;李海钦;张杰 -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： 2023-09-18 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提出一种高速风洞动导数试验监测方法、电子设备及存储介质，属于航空气动力风洞特种试验技术领域。包括以下步骤：S1.将加速度计安装在模型或天平上的某一平面上，加速度计位于模型尾腔内，加速度计测量的振动方向是铅垂方向与水平方向；S2.采集模型的振动参数和试验天平测量的振动参数；将测量模型的振动参数与试验天平测量的振动参数对比分析，得到试验误差的大小；S3.根据试验误差的大小，判断模型的振动情况是否异常。解决无法在风洞中测量模型真实振动状态，用以监测动导数试验中的振动情况，发现试验中的振动异常的问题。
一种高速风洞导数试验监测方法电子设备存储介质

[发明专利]一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法-CN202311023165.6有效
发明人：段佳昕;刘愿;高亮杰;钱战森 -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： 2023-08-15 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提出一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法，属于高超声速飞行器的气动外形设计技术领域。包括：S1.给定设计参数，设计参数包括马赫数变化范围、激波角变化范围，每个吻切面内设计马赫数和激波角沿展向方向的规律；S2.给定基本型线和吻切面内的曲激波型线；S3.求解吻切平面内曲锥基准流场，获得吻切平面内乘波体下表面流线；S4.获得变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体，基于上表面基本型线和曲激波型线、吻切平面内乘波体下表面流线和乘波体底面共同组成变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体。本发明拓展了乘波设计的变量空间，解决乘波体展向设计空间和应用范围低，气动性能不理想的问题。
一种马赫数激波角轴导吻切流场乘波体设计方法

[发明专利]一种动导数试验机构振动减缓装置及方法-CN202311061158.5有效
发明人：潘金柱;王争取;李海钦 -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： 2023-08-23 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种动导数试验机构振动减缓装置及方法，属于风洞特种试验技术领域，本发明为了解决尾振动动导数试验既要减缓迎角机构的振动，又不能影响模型姿态角变化的问题。装置包括三角支架，三角支架包括弧形夹板，上支杆和下支杆的一端均与弧形夹板相连，上支杆的另一端设有第二轴承，下支杆的另一端设有第一轴承，上支杆和下支杆通过调整拉杆相连；工作时，两个三角支架分别通过弧形夹板夹合在中部支架的左右两侧，左侧三角支架的第二轴承和第一轴承均与试验段洞壁的左侧壁滚动配合，右侧三角支架的第二轴承和第一轴承均与试验段洞壁的右侧侧壁滚动配合。本发明在整体弯刀的中部又增加了支点，提升了支撑刚度，同时又不阻碍弯刀支臂转动。
一种导数试验机构振动减缓装置方法

[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]一种动导数试验地面动态加载方法及装置-CN202311205258.0在审
发明人：李海钦;潘金柱;徐明;才义 -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： 2023-09-19 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明提出一种动导数试验地面动态加载方法及装置，属于航空气动力风洞特种试验技术领域。包括：首先根据试验工况评估模型所受静态力及最大力矩；其次使模型与顶部支撑接触，调节模型旋转中心与装置对称中心相重合；再次调节装置的距离，观察钢尺刻度得到力臂长度，固定加载位置；从次调节调节杆使中部支架向上移动，使弹簧压缩量为目标值完成加载静态力；最后启动模型振动机构，使模型围绕旋转中心做等幅振动，弹簧压缩实现动态力矩的加载，模型受到静态力不变同时受到动态力矩，数据采集设备采集模型受力，完成调试。解决无法真实模拟吹风状态问题。本发明在加载力不变的情况加载力矩的正弦变化，完成地面动态加载，保证地面调试的准确性。
一种导数试验地面动态加载方法装置

[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]一种适用于超高速高温微小载荷测力试验隔热装置-CN202311168823.0在审
发明人：王晨;李强;周航;李小刚;路遥;杨金蒙;张傲男 -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： 2023-09-12 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种适用于超高速高温微小载荷测力试验隔热装置，属于航空航天测力试验隔热设备技术领域。本发明解决了目前超高速高温微小载荷测力试验热传递无法有效阻断，导致天平温度效应，影响微小载荷天平的测量精准度。本发明包括模型、支杆、天平、隔热块、隔热垫片、隔热保护罩、隔热面板和支撑基座，模型与支杆建立连接，支杆穿过支撑基座与天平连接，天平设置在支撑基座上，模型与支杆之间设置有隔热块，支杆外侧套装有隔热保护罩，支撑基座的外侧设置有隔热面板。本发明的一种适用于超高速高温微小载荷测力试验隔热装置采用模型‑支杆‑天平的空间布局结构形式，防止热流及热辐射作用到天平上，防止天平损坏及减少温度效应。
一种适用于超高速高温微小载荷测力试验隔热装置

[发明专利]基于压力测量的多系统同步标识方法与装置-CN202311169488.6在审
发明人：杨福宇;古国徽;曹永飞;杜羽 -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： 2023-09-12 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：基于压力测量的多系统同步标识方法与装置，属于试验测量技术领域。本发明解决了在连续测量的过程中，无法实现对测量过程中不同时刻做动的多系统进行识别标记功能的问题。本发明通过激励信号作用于快速阀，使快速阀切换与高压端口或低压端口输入的高压气源或低压气源，通过输出端口输入标识压力信号至压力测量采集系统，实现标识压力信号的阶跃式变化，将各激励信号作用时刻准确标识在目标压力信号测量结果中的能力。本发明的基于压力测量的多系统同步标识方法通过对标识压力信号及目标压力信号的测量采集可以在最终的测量结果中得到一列阶跃变化的标识压力数据，该标识压力数据的每一次阶跃式压力突变都代表着一次激励信号的输入。
基于压力测量系统同步标识方法装置

[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]一种连续式跨声速风洞透气壁试验段背景噪声抑制方法-CN202311017358.0有效
发明人：柳伟兵;王铭宇;王博林 -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： 2023-08-14 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种连续式跨声速风洞透气壁试验段背景噪声抑制方法，属于风洞技术领域，本发明为了解决背景噪声的抑制导致流场品质下降，影响风洞试验数据质量及精度的问题。首先测量在常规气动试验条件下透气壁试验段连续变马赫数的背景噪声；然后在试验段的内壁铺设打磨起绒的尼龙网，并校准当前环境下马赫数与背景噪声的对应关系；最后按该对应关系测量透气壁试验段在当前降噪环境下连续变马赫数的背景噪声，并与常规气动试验条件下测得的背景噪声进行比较验证。本发明中尼龙网处于起绒状态，可降低气流通过透气壁的动能，改善透气壁的气流流动。
一种连续声速风洞透气试验背景噪声抑制方法

[发明专利]参数化模型的空气桥仿真分析方法、电子设备及存储介质-CN202310879759.0在审
发明人：刘新朝;杜文天;崔晓春;季军;鲁文博;曹永飞 -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： 2023-10-17 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：参数化模型的空气桥仿真分析方法、电子设备及存储介质，属于风洞试验设计技术领域。为实现便于操作的、计算简便的空气桥仿真分析方法。本发明基于L型空气桥设置空气桥仿真模型参数，包括空气桥仿真模型整体布局参数、空气桥仿真模型局部尺寸参数，进行有效性检测，构建参数化空气桥仿真模型；加载风洞试验载荷参数，进行参数化空气桥仿真模型验证分析；对仿真模型验证分析结果利用参数敏感性分析方法提取敏感参数，得到敏感参数列表，进行参数化模型的空气桥仿真分析，采用响应面优化方法对仿真分析结果进行优化。本发明过建立参数化模型的方法，通过修改参数完成模型的全自动化建立、实现有限元仿真的自动实施、计算结果的自动提取。
参数模型空气仿真分析方法电子设备存储介质

[发明专利]一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼-CN202311146268.1在审
发明人：李帝辰;崔晓宇;魏闯;陈羽鲲;田远思 -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： 2023-09-07 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，属于空气动力学技术领域。为解决低雷诺数条件下改进机翼气动声学性能的问题，本发明前缘非光滑波浪仿生结构连接仿生机翼主体，仿生机翼主体连接后缘非光滑锯齿仿生结构，采用仓鸮翅膀沿展向长度40%处的翼型截面仿生得到仿生机翼主体的翼型截面，通过对仓鸮翅膀的逆向重构工程获取仿生机翼主体的翼型截面的翼型点，采用多项式函数对仿生机翼主体的翼型截面的翼型点进行拟合；采用仓鸮翅膀前缘的凹凸结节设计前缘非光滑波浪仿生结构，得到前缘非光滑波浪仿生结构型线为余弦函数形式；采用仓鸮翅膀后缘羽毛的锯齿结构设计后缘非光滑锯齿仿生结构得到后缘非光滑锯齿仿生结构型线为三角形锯齿形式。
一种基于特征雷诺数噪声仿生耦合机翼

[发明专利]一种高速风洞减速伞测力天平-CN202310896066.2有效
发明人：赵晓光;张明龙;周航 -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： 2023-07-21 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及风洞试验领域，公开了一种高速风洞减速伞测力天平，所述天平前端设置固定端法兰，后端设置受力端法兰，所述固定端法兰与受力端法兰之间设置连接梁，所述固定端法兰前端两侧设置天平应变梁，该天平应变梁与所述连接梁相互垂直；所述天平应变梁的轴向前后面端部均设置阻力应变计，所述天平应变梁的法向上下面端部均设置法向力应变计，所述天平应变梁的法向上下面中部均设置俯仰力矩应变计。本发明解决了现有天平对于减速伞风洞试验中产生巨大的阻力、分力难以测量的问题。
一种高速风洞减速测力天平

1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
下一页»
尾页
共 532 条