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

暫沖式風洞翼型試驗的尾流連續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的采用常規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；本發明選取標準翼型模型，進行仿真計算，獲取自由...

本發明公開了一種用于風洞試驗的翼型壓力分布測量點布置方法及結構，屬于基于力學傳感器的風洞試驗技術領域。解決了現有技術中傳統的翼型壓力分布測量點布置方式測量精度較低的問題；本發明在給定的翼型前緣吸力峰區域，以設定的第一斜置角布置測壓點；在...

一種溫度影響低的大升側比半模天平結構，屬于風洞試驗技術領域，本發明為了解決現有半模天平受溫度影響導致測力精準度下降的問題。包括由上到下依次同軸間隔設置的自由部、中部加強臺和固定部，自由部與中部加強臺通過上層天平元件相連，中部加強臺和固定...

一種高速風洞短艙阻力測量裝置，屬于特種風洞試驗測試技術領域。本發明解決了現有技術難以滿足短艙外部阻力測量需求的問題。本發明的外式天平固定座與風洞試驗段下壁板連接，外式天平安裝在外式天平固定座上，高壓通氣解耦裝置與外式天平固定座連接，高壓...

本發明提出1米量級風洞支撐干擾試驗的隨動假尾支模擬試驗方法，屬于航空氣動力風洞試驗技術領域。目的是解決“后生根”假尾支模擬在大風載時易偏移干涉、大側滑模擬困難，以及國內1米量級高速風洞因限制無法采用位置補償機構導致假尾支相對模型位置模擬...

本發明公開了一種確認翼型試驗二維性與風洞側壁干擾區的方法及結構，屬于基于力學傳感器的翼型試驗技術領域。解決了現有技術中傳統的針對翼型試驗的風洞側壁干擾評估方法難以精準確定風洞干擾范圍的問題；本發明包括以下步驟：S1.在翼型模型上表面至少...

一種高溫環境動態壓力傳感器性能測試裝置及方法，屬于壓力測量技術領域，本發明為了解決動態壓力傳感器進行高溫環境動態壓力測量時，無法量化評估動態響應特性及測量精度特性的問題。方法基于管風洞，先驗證被測試傳感器在常溫工作模式下的特性，再在高溫...

入射激波與反射激波同時可控的混壓進氣道基準流場設計方法，屬于高超聲速進氣道設計技術領域。該方法核心為預先給定入射激波和反射激波型線，實現兩激波獨立可控設計?；凇皟刹ㄋ膮^”結構，從前緣入射激波出發，逆特征線法內點單元求解入射激波依賴區；...

本發明公開了一種基于最小結構重量的、適用于高馬赫數高溫環境的飛行器結構優化方法，屬于飛行器結構優化技術領域。解決了現有技術中傳統的飛行器結構優化方法難以使飛行器在滿足氣動特性、長航時性能的情況下具備輕質結構防熱效果的問題；本發明將進行參...

一種高超聲速飛行器沿飛行包線耦合熱環境計算方法，屬于高超聲速飛行器設計技術領域。為解決沿飛行包線長時間動態飛行的熱環境計算問題。本發明構建氣動熱計算模型；構建結構熱環境計算模型，用于計算耦合壁面溫度數據；構建熱輻射計算修正模型，用于計算...

一種高超風洞可視化噴管的設計及評估方法，涉及高超聲速風洞技術領域，解決傳統流場性能評估方法難以捕捉三維流場細節缺陷的問題，首先，基于改進的Sivells方法設計噴管型面，結合跨聲速理論構建軸向馬赫數分布；其次，通過高溫火焰噴射技術對玻璃...

適用于連續式風洞的發動機轉子葉片變形測量系統及方法，屬于發動機轉子葉片變形測量技術領域。為解決實現高轉速葉片的全表面精確測量的問題。本發明包括安裝適用于連續式風洞的發動機轉子葉片變形測量系統；對布置散斑紋理的葉片進行處理，進行光路調節，...

本發明公開了超燃沖壓發動機燃燒室時間平均速度場的測量方法及系統，屬于平均速度場測量技術領域。本發明搭建測量系統，將高速相機的曝光幀數與激光器的腔數進行匹配，采集時間序列圖像進行前處理，得到前處理后的時間序列圖像，將其劃分為網格切片進行互...

本發明提供了一種適用于大升阻比翼型阻力測量裝置及其設計安裝方法。該裝置包括底板、浮動板、縱向柔性桿、橫向柔性桿、軸向柔性桿和阻力測量元件。本發明通過設置正交布置的縱向柔性桿和橫向柔性桿，正交布置的縱向柔性桿和橫向柔性桿組合承擔除阻力外其...

一種面向復雜優化設計問題的樣本點評估過程并行化方法，屬于飛行器氣動外形設計技術領域。為提高飛行器多學科性能評估效率和多學科優化設計效率，本發明包括繪制多學科樣本點評估流程圖，圖中包括各學科關系；將單一樣本點評估過程表示為子過程集合；對子...

一種飛行器紅外溫度場復現方法、電子設備及存儲介質，涉及風洞試驗技術領域。解決現有高速風洞試驗中因模型縮比、材料熱傳導差異及環境模擬失真導致的壁面溫度分布復現不準確缺陷的問題。該裝置將紅外特性測試飛行器試驗模型通過支撐結構固定于風洞中，內...