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[发明专利]一种水面飞行器实机稳定性试验方法-CN201310575932.4有效
发明人：许靖锋;魏飞;郑海北;云鹏;王冠;龚郡 -专利权人：中国特种飞行器研究所
申请日： 2013-11-18 - 公布日： 2014-06-04 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：一种水面飞行器实机稳定性试验方法，试验步骤如下：a)水面飞行器实机试验前准备：b）水面飞行器实机试验：1)飞行器地面状态检查；2)飞行器初始静水状态检查；3)飞行器发动机热车；4)飞行器等速滑水5~6秒，每试验状态重复2~3次；5)观察飞行器滑水状态；6）根据试验数据和试验现象。本发明优点是：该方法实用、可行、操作简单，试验结果可靠，适用范围广。
一种水面飞行器稳定性试验方法

[发明专利]多桨倾转旋翼飞行器地面车载吹风试验机构及试验方法-CN202211478636.8在审
发明人：张学东;冯维超;苏兵兵;侯祥民;罗骏;刘纪福;曾伟;王磊;鲁可;周亨;王兆山;付立春;郭佼;吴令华 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2022-11-17 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本发明属于飞行器领域，具体涉及一种多桨倾转旋翼飞行器地面车载吹风试验机构及试验方法；所提出的试验平台扩展了现有飞行器地面试验方法，能够更加真实地模拟飞行器在空中飞行的各种状态，各响应状态更加接近飞行器在空中飞行情况；同时，与风洞试验相比，飞行器处于运动状态，而空气处于自然状态，与飞行器真实的飞行环境更加相近，为飞行器地面试验阶段提供了一种更加可靠的试验方案。
多桨倾转旋翼飞行器地面车载吹风试验机构方法

[发明专利]用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法-CN202111374059.3在审
发明人：于永志;张玘;秦国军;胡政;王珉;谭钢;李俊杰;周杰达;周泽蕴 -专利权人：湖南挚新科技发展有限公司
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2022-01-07 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法，包括风洞装置、飞行器试验装置、控制装置和测试装置，飞行器试验装置安装在风洞装置内，控制装置和测试装置均与风洞装置和飞行器试验装置连接，飞行器试验装置包括旋翼试验台和安装在旋翼试验台上用于安装飞行器的飞行器适配安装座。本发明的测试系统不需要对被测旋翼无人飞行器的飞行原理进行太多的机理分析，而是通过准确、可控地模拟被测旋翼无人飞行器在真实应用场景的飞行工况，获得被测旋翼无人飞行器在各种模拟真实应用场景下的飞行参数，并利用获得的试验数据与操控参数建立旋翼类无人飞行器的飞行动力学模型
用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模地面测试系统方法

[实用新型]用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统-CN202122841845.1有效
发明人：于永志;张玘;秦国军;胡政;王珉;谭钢;李俊杰;周杰达;周泽蕴 -专利权人：湖南挚新科技发展有限公司
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2022-03-22 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统，包括风洞装置、飞行器试验装置、控制装置和测试装置，飞行器试验装置安装在风洞装置内，控制装置和测试装置均与风洞装置和飞行器试验装置连接，飞行器试验装置包括旋翼试验台和安装在旋翼试验台上用于安装飞行器的飞行器适配安装座。本实用新型的测试系统不需要对被测旋翼无人飞行器的飞行原理进行太多的机理分析，而是通过准确、可控地模拟被测旋翼无人飞行器在真实应用场景的飞行工况，获得被测旋翼无人飞行器在各种模拟真实应用场景下的飞行参数，并利用获得的试验数据与操控参数建立旋翼类无人飞行器的飞行动力学模型。
用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模地面测试系统

[发明专利]一种基于证据理论的飞行器性能评估方法和系统-CN202110264022.9有效
发明人：耿化品;锁斌;佟佳慧;李景;苏金华 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2021-03-09 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种基于证据理论的飞行器性能评估方法和系统，方法包括：对待测飞行器分别进行外场试验、数字仿真试验和半实物仿真试验，得到飞行器性能指标的外场试验数据、数字仿真试验数据和半实物仿真试验数据；分别转化为证据表示得到飞行器性能指标的外场试验证据体、数字仿真试验证据体和半实物仿真试验证据体；分别计算外场试验证据体、数字仿真试验证据体和半实物仿真试验证据体的综合权重；基于综合权重，将飞行器性能指标的外场试验证据体、数字仿真试验证据体和半实物仿真试验证据体进行融合，得到融合后的飞行器性能指标数据的证据表示；基于融合后的飞行器性能指标数据的证据表示对飞行器的性能进行评估，得到待测飞行器的性能评估结果。
一种基于证据理论飞行器性能评估方法系统

[发明专利]静力试验方法、装置、设备及可读存储介质-CN202310895909.7在审
发明人：谢晒明;李唐;高卫亮;王成全;余建波;薛松柏 -专利权人：成都沃飞天驭科技有限公司;浙江吉利控股集团有限公司
申请日： 2023-07-20 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请公开了一种静力试验方法、装置、设备及可读存储介质，涉及静力试验技术领域。该静力试验方法应用于静力试验系统，静力试验系统包括与多旋翼飞行器的旋翼数量匹配的力加载装置，各力加载装置的摆放位置与多旋翼飞行器的旋翼位置相对应；该静力试验方法包括：获取预设静力试验的试验参数，其中试验参数根据所述多旋翼飞行器的待模拟工况确定；根据试验参数，对多旋翼飞行器进行配重，并基于各力加载装置对多旋翼飞行器的旋翼臂进行力加载；对力加载后的多旋翼飞行器进行数据采集，获得多旋翼飞行器的预设静力试验的试验结果。本申请可实现不同类型以及不同工况下多旋翼飞行器的静力试验，有效提高了对于多旋翼飞行器静力试验的适用性。
静力试验方法装置设备可读存储介质

[发明专利]一种全飞行器落震仿真预示及试验方法-CN201410682605.3有效
发明人：何咏梅;海尔瀚;陈洪波;曹晓瑞;张家雄;张华山;杨勇;彭小波;李志平;黄育秋;徐国丽;张斯文;陈和潮;吴林 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2014-11-24 - 公布日： 2017-01-11 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
一种飞行器仿真预示试验方法

[发明专利]一种气垫飞行器模型的气动试验测试装置和方法-CN202111680674.7在审
发明人：云鹏;唐彬彬;王明振;焦俊;许靖锋;张乐;唐博建 -专利权人：中国特种飞行器研究所
申请日： 2021-12-30 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明提供一种气垫飞行器模型的气动试验测试装置和方法，可为气垫飞行器模型及其它地效飞行器模型等在气动测试试验中提供较为便捷的测试手段，其不仅能更便捷调整气垫飞行器模型的初始状态角度，而且能够缩短不同试验状态的调整时间，提高试验效率。为气垫飞行器提供可靠性更高的试验技术方法和更准确的模型试验数据。
一种气垫飞行器模型气动试验测试装置方法

[发明专利]一种模拟动态飞行器的雷电试验装置-CN202011502549.2有效
发明人：赵小莹;赵依林;苏东林 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2021-12-03 - 主分类号： G01R1/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种模拟动态飞行器的雷电试验装置，包括风洞试验设备、飞行器缩比模型、支撑柱、支撑台、高压电极、雷电发生器、高速摄像机和支撑架，飞行器缩比模型安装在支撑柱上，支撑柱固定于支撑台上，放置在风洞试验设备的出风口处，风洞试验设备向飞行器缩比模型进行吹风，模拟飞行器动态飞行，同时，雷电发生器产生的各型雷电电流通过其连接的高压电极向飞行器缩比模型放电模拟雷击，高速摄像机记录动态雷击附着过程。本发明能够实现飞行器在模拟动态的飞行模式下的雷击试验，设计合理，满足了包括超高音速飞行器的雷电分区试验的模拟动态试验要求，避免了静态试验的误差，测得的数据更接近真实情况。
一种模拟动态飞行器雷电试验装置

[发明专利]一种飞行器综合试验方法-CN202011173672.4有效
发明人：刘小平;孙建亮 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2020-10-28 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞行器综合试验方法，属于飞行器应力测试技术领域，解决现有飞行器温度试验、振动试验和综合应力试验需要分别单独测试的问题。方法包括：获取飞行器温度试验的标准低温测试温度和标准高温测试温度；获取飞行器振动试验的标准振动量级；获取飞行器综合应力试验的标准测量过程；调整标准测量过程中的低温值、高温值、保温时间；将标准测量过程中的振动条件设置为标准振动量级，调整振动时间；将调整后的标准测量过程作为实际综合应力试验过程。本发明用一个试验替代原来的三个试验，解决了多个试验耗时耗力的问题，大大提高了试验效率，其成果可推广至各种飞行器的大型地面试验中。
一种飞行器综合试验方法

[发明专利]合成环境下飞行器总体性能虚拟试验验证系统及方法-CN201410575007.6有效
发明人：李鑫;褚厚斌;廖建;彭健;郭晶;蔡斐华;贾长伟;张丽晔;刘维玮;赵雯;贾倩;郭会章;张恒 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2014-10-23 - 公布日： 2017-08-29 - 主分类号： G06F9/455 文献下载
摘要：合成环境下飞行器总体性能虚拟试验验证系统及方法，系统包括飞行器运动与控制模拟单元、环境与对象交互接口单元、合成环境生成单元以及红外导引模拟器；本发明克服了克服现有飞行器试验技术的不足，开发了一款合成环境下飞行器总体性能虚拟试验验证系统，解决了飞行器飞行试验中验证周期长、成本高、样本少以及数学仿真试验中精度低的问题，实现了大气和光学等合成环境下对飞行器探测系统与控制系统的虚拟试验，为武器系统的作战效能评估提供支持。
合成环境飞行器总体性能虚拟试验验证系统方法

[发明专利]一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法-CN201710669050.2有效
发明人：罗金玲;吴宁宁;朱国祥;周丹 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2017-08-08 - 公布日： 2019-06-11 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验设备及方法，包括风洞、高速飞行器模型和强制转捩装置模型，所述的强制转捩装置模型安装在高速飞行器模型上，其安装位置为高速飞行器上强制转捩装置的安装位置。本发明通过确定适用于带强制转捩装置的高速飞行器的试验准则，实现了带强制转捩装置的高速飞行器风洞试验；本发明试验设备充分考虑飞行状态和风洞状态下强制转捩差异，对强制转捩装置模型进行修正，使得风洞试验能准确反应飞行状态
高速飞行器装置模型风洞试验设备飞行状态风洞试验风洞试验设备试验准则修正

[发明专利]飞行器测力试验模型及方法-CN202010713859.2有效
发明人：黄海生;吕侦军;卢志毅;马红亮;黄俊森 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-07-23 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞行器测力试验模型及方法，该飞行器测力试验模型包括：飞行器本体测力试验模型和进气道整流罩模型；飞行器本体测力试验模型的前端设有第一紧固结构；进气道整流罩模型设有与飞行器本体测力试验模型的前端相配合的套接槽，并且进气道整流罩模型设有第二紧固结构，第二紧固结构与第一紧固结构可拆卸地配合，能够将进气道整流罩模型固定于飞行器本体测力试验模型的前端。通过本发明，缓解了现有技术中对飞行器带/不带进气道整流罩两种气动外形状态分别进行测力试验耗费时间较长、模型加工费用较高等问题。
飞行器测力试验模型方法

[发明专利]一种高超声速飞行器脉动压力试验传感器优化布置方法-CN202111622648.9在审
发明人：李海燕;易翔宇;林键;陈勇富;纪锋;文帅;陈农 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-12-28 - 公布日： 2022-03-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速飞行器脉动压力试验传感器优化布置方法，包括加工与脉动压力试验飞行器模型等比例、同尺寸的飞行器模型；搭建红外热图测量系统；将飞行器模型固定在高超声速风洞中进行红外热图试验，采集飞行器模型表面迎风面和背风面红外热图数据；依据红外热图图像处理软件处理热图数据，计算出飞行器模型表面的热流分布；判断飞行器模型表面流态，确定各流态发生的起始和终止位置；根据热流分布和表面流态，指导高超声速飞行器脉动压力试验高频响传感器的布置。本发明保证在高超声速风洞进行的脉动压力试验传感器布置即能实现试验目的又能降低安装较多传感器带来的对飞行器型面的破坏，减少了脉动压力试验数据繁杂、冗余问题。
一种高超声速飞行器脉动压力试验传感器优化布置方法

[发明专利]飞行器气动热试验的热流控制方法、装置及系统-CN201610020778.8在审
发明人：刘鹏;严超;庞传和 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2016-01-13 - 公布日： 2016-05-04 - 主分类号： G01N25/20 文献下载
摘要：本发明提供一种飞行器气动热试验的热流控制方法、装置及系统，其中方法包括：获取飞行器的预设飞行高度信息和预设飞行速度信息；实时采集飞行器试验件的表面温度；根据所述预设飞行高度信息、预设飞行速度信息以及表面温度计算目标热流密度值；实时采集所述飞行器试验件表面的热流密度值；根据所述热流密度值和所述目标热流密度值进行反馈控制，控制热流加热装置为所述飞行器试验件进行加热以达到目标热流密度值；有效提高飞行器气动加热环境模拟的准确性。
飞行器气动试验热流控制方法装置系统

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