用于风洞尾撑模型振动抑制的磁控约束阻尼系统

本发明公开了一种用于风洞尾撑模型振动抑制的磁控约束阻尼系统,包括尾撑支杆、励磁线圈、MRE层以及外壳,所述外壳套于尾撑支杆上,所述MRE层填充于尾撑支杆与外壳之间并包裹于尾撑支杆上,所述励磁线圈设置于尾撑支杆或外壳上用于调节MRE层的自身参数。本发明的阻尼系统不仅在无输入能量的被动状态下实现一定的支杆振动抑制效果,还能够实现不同工况下的参数主动调控,使得支杆固有频率移动避开共振区,达到共振频率移动与阻尼耗能的效果,实现多维振动的有效控制。

2021-11-02

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一种进气道激波边界层干扰特性测量方法

一种进气道激波边界层干扰特性测量方法,首先根据风洞试验模拟相似性准则为发动机进气道设计缩比框架式试验模型；在缩比框架式试验模型的待测量区域喷涂压敏漆,构建PSP测量系统,用于测量进气道内表面压力分布特性、激波的大小、位置、激波边界层的流态发展和表面涡流近似摩擦力线分布特性；搭建PIV测量系统,用于测量进气道内流场的速度场信息和波系结构；搭建纹影测量系统,用于测量进气道内层流湍流流态变化和边界层厚度。本发明能够有效弥补现有进气道实验项目参数测量的不足,对典型激波边界层干扰流动结构、分离特征、激波串流场提供全局、直观辨识方法。

2021-11-02

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高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法

本发明公开了一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法。以超高速风洞来流为前方,该多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体、连接支杆、模型后体和支杆；模型前体内安装有杆式天平；模型后体内安装有环式天平；支杆的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口,支杆的中心轴线上设置有气流通道,模型后体上开有与气流通道连通的喷嘴,喷嘴的表面与模型后体的表面平齐,喷嘴与模型后体的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口进入,通过气流通道,从喷嘴喷出。该试验方法模拟多种喷流参数,能够方便调整的上面级模型与下面级模型之间的距离,能够方便改变模型的攻角、侧滑角等模型姿态。

2021-11-02

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用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法

本发明公开了一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法。该装置包括从前至后顺序连接的飞行器模型、轨控舱和尾支杆；轨控舱的前段为锥段、后段为等直段,轨控舱的中心空腔为喷流驻室,锥段的迎风面上均布有与喷流驻室连通的螺纹连接孔,后段的弧形表面和后端面分别开有静压孔；尾支杆的中心空腔为与轨控舱的喷流驻室连通的喷流管道,尾支杆的后段开孔连通供气管路,尾支杆的后端连接风洞攻角机构的弯刀支架；供气管路外接高超声速风洞的喷流管路。还包括安装在螺纹连接孔上的喷流喷嘴和调试喷嘴。该方法根据轨控舱的表面静压和风洞试验段静压的变化来判定高超声速风洞流场是否堵塞,具有直观、简便、可靠性高的优点。

2021-11-02

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一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法

本发明公开了一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法,基于旋翼与机身组合模型风洞试验台试验获得直升机在同轴系下的旋翼气动载荷试验数据,和直升机在同轴系下的机身气动载荷试验数据及全动平尾气动载荷试验数据；根据旋翼气动载荷试验数据、机身气动载荷试验数据及全动平尾气动载荷试验数据使用干扰特性模型进行分析得到直升机各部件之间的气动干扰特性；可以准确获取旋翼、机身及全动平尾三者之间的气动干扰规律,为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供重要依据。

2021-10-29

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一种碰撞检测系统和方法、进排气试验检测系统

本发明适用于风洞试验技术领域,提供了一种碰撞检测系统和方法、进排气试验检测系统,其中,碰撞检测系统包括非接触密封装置、电源、电压取样电阻、测压稳压装置和电压检测采集装置,非接触密封装置包括第一密封端和第二密封端,第一密封端和第二密封端非接触连接,第一密封端、第二密封端、电源和电压取样电阻串联；测压稳压装置与电压取样电阻并联,测压稳压装置与电压检测采集装置连接。本发明的非接触密封装置的碰撞检测系统具有试验效率高、可靠性高和响应迅速的优势。

2021-10-26

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一种太阳能定日镜气弹模型及其设计方法

本发明涉及空气动力学模型技术领域,公开了一种太阳能定日镜气弹模型及其设计方法,区别于传统气弹模型用骨架及外衣模拟刚度及气动外形的方法,根据不同杆件的受力特点进行刚度模拟；设计的气弹模型包括镜面板、平面檩条、支撑桁架、抗扭钢梁和立柱,镜面板的下方固定有平面檩条,平面檩条上间隔固定支撑桁架,抗扭钢梁贯穿固定支撑桁架,抗扭钢梁置于立柱的顶端。本发明的一种太阳能定日镜气弹模型及其设计方法,能够同时满足定日镜结构外形和结构质量的缩尺要求,从而有效模拟了定日镜结构的多阶频率,在模型的制作过程中也保证了整体的稳定性及低阻尼比,对定日镜进行风洞试验具有操作的实用性。

2021-10-22

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一种风洞模型连续变攻角变侧滑角机构

本发明公开一种风洞模型连续变攻角变侧滑角机构,包括壳体,所述的壳体的后端一体安装有三角支架,所述的壳体的中间段内部安装有空心轴电机,空心轴电机的输出端通过传动轴与支杆接头连接,传动轴通过圆锥滚子轴承与壳体的中间段内部承接,支杆接头的一端位于壳体的前端,支杆接头的轴向为角旋转轴,空心轴电机通过传动轴带动支杆接头旋转,实现绕角旋转轴旋转,三角支架的下部分与其表面互相垂直安装有θ角旋转轴,三角支架的上半部分与其表面互相垂直安装有θ角拉杆轴。该机构实现了在风洞试验时可通过自动控制方式获得模型迎角和侧滑角的任意组合变化,大大提升了风洞的试验效率并降低了试验成本。

2021-10-22

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一种用于暂冲式风洞的第二喉道控制系统及方法

本发明涉及一种用于暂冲式风洞的第二喉道控制系统和方法。该系统包含执行模块和控制模块两大部分。执行模块包含伺服电机及其配套驱动器、拉绳传感器用于栅指位置反馈、行程开关用于栅指安全连锁；控制模块采用分布式架构,包含上位机程序和下位机程序两大部分：上位机程序负责指令下发、状态监测和试验数据存储；下位机程序负责马赫数控制、数据采集和安全连锁。该系统基于栅指实现,可提升风洞流场马赫数控制精度。本发明方法中,马赫数控制律形式为前馈控制和变参数PID控制相结合,可有效减小马赫数控制迟滞和控制超调,相对于现存的栅指控制方案,该控制方案架构明晰可靠,马赫数控制线性度和精度更高。

2021-10-22

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一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法

本发明公开了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法,飞行器模型按照中心左右对称面分为左右两个模型,其中一个模型为测量半模型,另一个模型为映像半模型,测量天平安装于测量半模型内,天平座分别连接测量天平及映像支撑杆,映像半模型与映像支撑杆固连,天平座末端与侧支撑臂连接,侧支撑臂与侧窗固连,通过侧窗绕其自身的转动实现飞行器攻角的变化。试验中通过测量半模型的测量结果及模型的对称关系可得到飞行器全模型的气动力,实现飞行器模型无支撑干扰的气动特性测量。

2021-10-19

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