一種測壓試驗的準備方法，屬于風洞測量技術領域。為解決風洞測壓試驗準備過程效率低下的問題。本發(fā)明連接粗測試驗裝置；進行粗測和定位：利用壓力發(fā)生器向測壓軟管注入壓力，檢查測壓軟管的通氣情況，對測壓點和粗測合格的測壓軟管進行編碼標簽，同步記錄...

一種面向任意多面體網格的全自動重疊網格并行裝配方法，涉及計算流體力學技術領域。本發(fā)明采用面向任意多面體網格的全自動重疊網格并行裝配方法對各分區(qū)網格的單元類型標記，能夠根據用戶設定的邊界條件自動啟動裝配流程，并基于壁面距離計算結果對網格單...

一種用于飛行器多學科優(yōu)化設計的邊緣加密實驗設計方法，屬于飛行器設計與優(yōu)化技術領域。為解決用于建模數據總量不變情況下獲得更高精度的預測數據的問題。本發(fā)明根據實驗設計要求，獲取待生成評估方案中樣本點數、每個樣本點維度和指定需要生成數值的數量...

本發(fā)明提出基于彈道靶模擬大氣湍流影響聲爆波的試驗系統(tǒng)及方法，屬于聲爆波地面模擬試驗技術領域。目的是解決現有技術中聲爆模型未模擬大氣湍流環(huán)境導致模擬結果與實際情況存在偏差的問題。本發(fā)明中彈道靶發(fā)射管與試驗艙同軸連接，兩道激光測試光路設置在...

本發(fā)明提出基于小型激波管的模擬湍流和聲爆干擾的試驗系統(tǒng)及方法，屬于聲爆波地面模擬試驗技術領域。目的是解決現有技術中聲爆模型未模擬大氣湍流環(huán)境導致模擬結果與實際有偏差的問題。本發(fā)明中高壓系統(tǒng)、高壓驅動段、雙膜段、低壓被驅動段和真空系統(tǒng)依次...

本發(fā)明提出一種機械獨立解耦推力扭矩測量裝置及使用方法，屬于螺旋槳測量試驗技術領域。目的是解決現有螺旋槳性能測量中推力與扭矩不能完全獨立、缺乏有效解耦方法和裝置小型化困難的問題。本發(fā)明中傳動軸、推力扭矩傳感器、槳葉軸和鎖緊螺桿同軸依次連接...

本發(fā)明提供了一種0.6米風洞紅外試驗段，包括：架車；框架，設置在架車頂部，且與架車滑動連接，框架兩端分別設有定位銷結構；試驗區(qū)洞壁組件，設置在框架內，且與框架滑動連接，試驗區(qū)洞壁組件能夠從框架內移出，試驗區(qū)洞壁組件上設有定位連接件，定位...

一種面向流體仿真的任意多面體網格數據結構與遍歷方法，屬于流體仿真數據處理技術領域。為解決提高流體仿真數據處理能力的問題，本發(fā)明單元體構成包括體的類型、包含的面列表、包含的點列表、幾何屬性、不存儲個體之間的鄰接關系；面構成包括面包含的點列...

本發(fā)明涉及一種基于修改湍流模型的多尺寸微肋條表面減阻效果預測方法，屬于流體力學減阻技術領域。針對現有技術中只能設置單一微肋條尺寸的問題，本發(fā)明在保持計算效率的基礎上，提出一種滿足實際工程需要的、考慮微肋條表面多尺寸特性的減阻效果預測方法...

一種大阻塞度風扇實驗器在連續(xù)式風洞中的運行方法，涉及風洞試驗技術領域，降低了大阻塞度、高轉速風扇實驗器對于風洞壓縮機的損壞風險，先啟動壓縮機至三十轉每分怠速狀態(tài)形成機械屏障，避免實驗器風扇高速啟動時驅動靜止壓縮機損傷機構；再控制風洞總壓...

本發(fā)明提出一種用于實現高超聲速流場轉捩誘因分析的裝置及方法，屬于實驗流體力學領域。目的是能夠分析高超聲速風洞轉捩試驗中的轉捩變化規(guī)律。本發(fā)明中模型前端設有熱電偶，模型上方放置有高速紅外相機、高速成像相機和高重頻脈沖激光器；高重頻脈沖激光...

一種測量氣流壁面摩阻的方法，涉及風洞領域，為解決風洞實驗中剪應力難以高精度動態(tài)測量的問題，包括：S1.初始化階段，在模型表面測點位置噴涂或滴上硅油，并鋪展為油膜層，在模型表面測點位置布置多通道光譜共焦傳感器陣列，各通道聚焦點按幾何中心對...

本發(fā)明公開了一種流場數值模擬的非結構網格對偶數據并行轉化方法，屬于空氣動力學數值計算技術領域。解決了現有技術中傳統(tǒng)的CFD軟件中采用原始網格進行應用流場數值模擬的方法所具有的精準度及魯棒性較差的問題；本發(fā)明包括以下步驟：S1.對流場數值...

一種分布動力集群式無人子母飛行器及使用方法，屬于飛行器氣動布局設計領域，本發(fā)明為了解決現有集群式無人子母飛行器不適合島礁、密林等極端環(huán)境下起飛的問題。子母飛行器包括載具母機和若干螺旋槳式子機，載具母機包括機身，平尾通過垂尾設置在機身的尾...

用于外掛物飛行測力試驗的雙天平掛飛測量系統(tǒng)及方法，屬于航空、飛行器設計及傳感器測量技術領域。解決了現有技術中前后掛耳載荷分配不一致的問題。技術要點：外掛物艙段內前后設置有第一天平和第二天平；第一天平前法蘭盤和第二天平前法蘭盤的外側與外掛...

本發(fā)明公開了一種極端環(huán)境多參量傳感器同步動態(tài)校準方法及系統(tǒng)，屬于航空航天測試技術領域。解決了現有技術中傳統(tǒng)的傳感器同步校準方法及系統(tǒng)難以滿足航空航天試驗中多物理量同步測量需求的問題；本發(fā)明基于高超聲速風洞模擬極端測量環(huán)境，在風洞流場穩(wěn)定...

暫沖式風洞翼型試驗的尾流連續(xù)掃描測量裝置及使用方法，屬于風洞試驗技術領域。解決了現有技術中無法滿足任意翼型試驗需求的問題。技術要點：尾流連續(xù)掃描耙與上下滑動拖板的中間部分均在風洞內，通用接頭固定連接在上下滑動拖板的前緣中間處；上下滑動滑...

面向多學科優(yōu)化的多精度氣動評估的靜氣動彈性分析方法，涉及航空設計技術領域，解決了靜氣動彈性分析中低精度方法失真與高精度方法耗時之間的固有矛盾的問題，通過多精度氣動分析方法和結構分析工具計算構型氣動和載荷特性，以基于徑向基函數的插值法將計...

一種旋翼試驗裝置槳葉總距角調試方法，屬于結冰風洞試驗領域，本發(fā)明為了解決現有旋翼試驗裝置總距角調試難度大的問題。先調整固定支座及旋翼主軸的傾角，再建立槳葉角驅動電機的隨機轉子位置與槳葉角算術平均值組成的隨機數據，選取隨機數據作為插值轉子...

本發(fā)明公開了一種暫沖式跨聲速風洞翼型試驗的來流馬赫數控制方法，屬于風洞翼型試驗技術領域。解決了現有技術中傳統(tǒng)的采用常規(guī)駐室參考點的馬赫數控制方法難以適用于暫沖式跨聲速風洞開展翼型試驗的問題；本發(fā)明選取標準翼型模型，進行仿真計算，獲取自由...