本申請屬于航空航天氣動力實驗測量設(shè)備風洞天平技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種拉壓雙向傳力裝置及操作方法。拉壓雙向傳力裝置包括：帶錐配合面拉桿，上刀口，中刀口，下刀口，拉桿鎖緊螺母，第一連桿，力傳感器，第二連桿，彈簧箱，第三連桿，電動缸電機集成體；...

一種適用于高溫高壓真空設(shè)備的密封結(jié)構(gòu)及方法，屬于高超聲速風洞設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了在高溫高壓以及真空狀態(tài)下時，現(xiàn)有的密封部件不能起到較好的密封效果或造成破壞性損傷，導(dǎo)致密封件無法使用的問題。本發(fā)明包括前端管路、外側(cè)軟密封、內(nèi)側(cè)硬密封...

一種風洞模型進氣道隔道高度計算方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。為提高風洞試驗結(jié)果的精準度，本發(fā)明構(gòu)建適用于工程的雷諾數(shù)計算公式；計算飛行器進氣道入口處的雷諾數(shù)；計算風洞模型進氣道入口處的雷諾數(shù)；構(gòu)建邊界層厚度計算公式；計算飛行器進氣道入口處...

一種修正風洞試驗?zāi)Ｐ臀膊恐胃蓴_的方法，屬于飛行器風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。為解決不同風洞試驗?zāi)Ｐ瓦M行尾部支撐干擾的精細化修正，本發(fā)明包括在風洞試驗?zāi)Ｐ蛯ΨQ面背部設(shè)計并加工一排測壓點；進行尾部支撐試驗，計算得到尾部支撐試驗的測壓點的壓力系數(shù)；進...

用于風洞試驗?zāi)Ｐ捅砻婺ψ鑴討B(tài)測量的裝置及測量方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。為解決使用皮托管探針測量結(jié)果不穩(wěn)定的問題，本發(fā)明包括皮托管探針、支座、直齒條、齒輪、步進電機、擋板、電機連接座；所述支座中間設(shè)置通孔用于放置皮托管探針，所述支座的通...

一種真空環(huán)境下的電機防護裝置，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了目前在高超聲速風洞進行真空引射時間若較長，容易對電機造成永久損害的問題。本發(fā)明包括電機防護殼、快速插頭、進氣管和測量及排氣管，電機安裝在電機防護殼內(nèi)，電機防護殼上安裝有兩個...

一種用于反推葉柵出口氣流角的可視化定量測量系統(tǒng)及方法，屬于發(fā)動機氣動技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明包括雙目攝影測量系統(tǒng)、數(shù)字脈沖延遲信號發(fā)生器、計算機、方形導(dǎo)軌、扳手滑塊，雙目攝影測量系統(tǒng)通過扳手滑塊滑動安裝于方形導(dǎo)軌上，所述雙目攝影測量系統(tǒng)與數(shù)字脈...

本發(fā)明涉及一種提高石墨烯電加熱膜防除冰性能的構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計方法，屬于飛機防除冰技術(shù)領(lǐng)域。為解決現(xiàn)有石墨烯加熱膜加熱效果不理想導(dǎo)致其不能高效實現(xiàn)防除冰的問題，本發(fā)明通過CATIA建立由外到內(nèi)依次為外表層、絕緣層、加熱層和隔熱層的構(gòu)型，加熱層...

一種基于貝葉斯概率模型的機身湍流微肋條減阻預(yù)測方法，屬于微肋條減阻技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了傳統(tǒng)數(shù)值模擬方法在求解機身微肋條的減阻特性時存在計算網(wǎng)格量大、計算方法缺乏所導(dǎo)致的計算代價高、難度大的問題。本發(fā)明對機身微肋條相關(guān)特征進行參數(shù)化提取...

本發(fā)明公開了一種大型連續(xù)式風洞天平設(shè)計應(yīng)變量化方法，屬于風洞天平設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。解決了現(xiàn)有技術(shù)中傳統(tǒng)的風洞天平設(shè)計應(yīng)變方法未完全響應(yīng)風洞試驗的實際需求的問題；本發(fā)明確定風洞天平各測量惠斯登電橋和測控采集裝置的整體性重復(fù)性特征量值t，計算得...

一種基于冷媒的風洞模型轉(zhuǎn)捩探測方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。其包括在風洞試驗?zāi)Ｐ偷南虏考庸こ龆鄠€空腔，且空腔一側(cè)的風洞試驗?zāi)Ｐ蜕显O(shè)置有表面蓋板；將各個空腔連通；將空腔與外部大氣環(huán)境連通；將風洞試驗?zāi)Ｐ偷谋砻妗⒁约帮L洞試驗?zāi)Ｐ团c管路的連接處...

一種帶內(nèi)置電橋修正的片式鉸鏈力矩天平結(jié)構(gòu)及修正方法，屬于航空航天測力試驗技術(shù)領(lǐng)域，本發(fā)明為了解決機翼受載變形對片式鉸鏈力矩天平精準度影響的問題。片式鉸鏈力矩天平包括固定端、傳遞端和模型端，傳遞端和過渡端位于固定端的同一側(cè)，傳遞端與固定端...

一種風洞渦噴發(fā)動機模型天平及彈性角校準方法，屬于風洞天平設(shè)計和校準技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了風洞試驗段內(nèi)大尺寸面模型所需的大尺寸天平?jīng)]有適配的常規(guī)支桿和加載頭可以進行彈性角校準的問題。本發(fā)明的風洞天平通過天平后掛架和天平前掛架與風洞上壁板連...

本發(fā)明公開了一種適用于直升機噴管的三維空間速度場測量裝置及方法，屬于空氣動力學試驗測試技術(shù)領(lǐng)域。解決了現(xiàn)有技術(shù)中傳統(tǒng)的三維速度場測量裝置及方法布置復(fù)雜且計算效率低的問題；本發(fā)明通過搭建掃描式測量裝置，校準激光平面并標定雙曝光相機的內(nèi)外參...

一種基于推力校準的內(nèi)流阻力測量裝置及方法，屬于內(nèi)流空氣動力學的內(nèi)流阻力測量領(lǐng)域。本發(fā)明包括入口總壓調(diào)節(jié)裝置、流量測量裝置、推力測量裝置、入口測量段、連接段、短艙模型、背壓艙和背壓調(diào)節(jié)裝置，入口總壓調(diào)節(jié)裝置的下游順次安裝有流量測量裝置、推...

一種風洞天平粘貼定量加壓裝置，屬于航空航天風洞試驗測試技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明包括螺母、導(dǎo)向軸、應(yīng)變式傳感器、下橫梁、上橫梁和施力螺桿，導(dǎo)向軸設(shè)置為兩根，且兩根導(dǎo)向軸的軸線相互平行設(shè)置，所述兩根導(dǎo)向軸均從上至下依次貫穿上橫梁、應(yīng)變式傳感器和下橫...

本申請屬于航空航天測力試驗動力測量技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種三分量微小載荷天平校準裝置及方法。三分量微小載荷天平校準裝置包括滑輪、氣浮軸承、激振器、加載頭、校準支桿、六自由度調(diào)整機構(gòu)、激光定位源、尼龍繩、球形加載點等組成。六自由度調(diào)整機構(gòu)與天...

一種用于結(jié)冰試驗多功能加熱測溫系統(tǒng)及其工作方法，屬于結(jié)冰試驗技術(shù)領(lǐng)域。為解決將功率控制和溫度測量集成到一個可聯(lián)機或單機使用的系統(tǒng)中，本發(fā)明包括遠程控制面板、采集控制單元、功率控制單元和模型熱電偶，所述遠程控制面板通過網(wǎng)線連接采集控制單元...

本發(fā)明公開了一種連續(xù)式風洞測力試驗天平零點監(jiān)控與修正方法，屬于飛行器風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。解決了現(xiàn)有技術(shù)中為了保證試驗數(shù)據(jù)精準度需要頻繁將壓縮機停機采集無風試驗數(shù)據(jù)，極大影響連續(xù)式風洞試驗效率的問題；解決現(xiàn)有技術(shù)中無法對采集到的天平應(yīng)變進行...

本發(fā)明公開了一種沿飛行包線的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)熱環(huán)境快速預(yù)測方法，屬于結(jié)構(gòu)熱環(huán)境預(yù)測技術(shù)領(lǐng)域。解決了現(xiàn)有技術(shù)中傳統(tǒng)的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)熱環(huán)境快速預(yù)測方法得到的熱環(huán)境分布數(shù)據(jù)精度低且計算效率慢的問題；本發(fā)明對飛行包線進行離散化形成飛行包線點集，開...