一種高速風洞渦扇發(fā)動機模擬器靜態(tài)推力校準裝置，屬于特種風洞試驗測試技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了現(xiàn)有采用吸大氣形式TPS校準方案，無法改變TPS風扇氣體參數(shù)，不能模擬高速風洞不同來流吹風總壓問題。本發(fā)明的風扇通道整流艙與風扇通道大角度擴散段和風...

一種風洞試驗段消音壁板結(jié)構(gòu)及制造安裝方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域，本發(fā)明為了解決試驗段斜孔壁的氣動噪聲比直孔壁大的問題。結(jié)構(gòu)包括若干消音片，壁板本體上加工有若干斜孔，斜孔的外端相對于內(nèi)端沿試驗段軸向向后傾斜，若干消音片一一對應(yīng)嵌設(shè)在若干斜...

一種風力發(fā)電機組數(shù)字孿生優(yōu)化系統(tǒng)及其優(yōu)化方法，屬于屬于風力發(fā)電技術(shù)領(lǐng)域。為快速準確重構(gòu)以及風電機組的布局優(yōu)化，本發(fā)明包括風電機組實體、風電機組虛擬體、交互與連接模塊、數(shù)據(jù)庫、應(yīng)用服務(wù)模塊，風電機組實體連接風電機組虛擬體，風電機組虛擬體連...

一種風洞內(nèi)模型表面對流換熱分布非接觸測量方法和裝置，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明方法包括以下步驟：S1.在風洞中布置一種風洞內(nèi)模型表面對流換熱分布非接觸測量裝置，S2.開啟風洞；S3.開啟一種風洞內(nèi)模型表面對流換熱分布非接觸測量裝置的激...

本發(fā)明公開了運動氣彈模型的PSP試驗系統(tǒng)、方法和數(shù)據(jù)處理方法，屬于航空航天空氣動力學風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。解決了現(xiàn)有技術(shù)中傳統(tǒng)的光強法PSP試驗數(shù)據(jù)處理方法的掩模提取準確率較低且難以拾取標記點和邊緣輪廓的問題；本發(fā)明提供了在復雜背景和光照條...

一種模擬飛行環(huán)境測試發(fā)動機內(nèi)流特性的試驗裝置與方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域，本發(fā)明為了解決飛機發(fā)動機飛行馬赫數(shù)與高空環(huán)境缺少同步模擬裝置的問題。裝置包括真空氣罐，外涵流道依次通過流量調(diào)節(jié)閥和外涵截止閥與真空氣罐的上部氣口相連，負壓艙依次通...

一種用于風洞內(nèi)使用的快開型快速加熱裝置，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了常規(guī)的加熱裝置受限于尺寸和加熱方式無法放置在風洞內(nèi)，導致模型在加熱后轉(zhuǎn)運到風洞內(nèi)過程中發(fā)生較多的熱損失的問題。本發(fā)明的風洞試驗艙底座上加工有中間通槽，模型通過模型...

一種同步進排氣的負壓艙內(nèi)壓力調(diào)節(jié)與穩(wěn)定方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域，本發(fā)明為了解決負壓艙目標壓比難以調(diào)節(jié)及穩(wěn)定的問題。本發(fā)明在實際馬赫數(shù)為零時，建立節(jié)流閥閥錐錐位與負壓艙內(nèi)基準壓比的關(guān)系曲線圖，根據(jù)目標馬赫數(shù)和目標壓比計算負壓艙內(nèi)的實際控...

一種橫向壓力梯度可控的鼓包進氣道及設(shè)計方法，屬于超聲速飛行器技術(shù)領(lǐng)域。其包括鼓包和進氣道唇罩，鼓包設(shè)有鼓包壓縮型面和鼓包前緣型線，進氣道唇罩設(shè)有進氣道唇口和進氣道橫向溢流口，在進氣道設(shè)計截面內(nèi)，進氣道唇口與鼓包進氣道所產(chǎn)生的圓錐激波曲面...

一種常規(guī)高超聲速風洞的瞬態(tài)熱流測量裝置及試驗方法，屬于高超聲速風洞氣動熱試驗技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了由于常規(guī)高超聲速風洞配有加熱器，試驗時模型在進入試驗區(qū)前會被加熱引起測量誤差的問題。本發(fā)明的試驗模型上加工模型熱流傳感器孔，熱流傳感器安裝...

一種適用于混合層流垂尾風洞試驗的吸氣控制系統(tǒng)模型，屬于飛行器風洞試驗模型設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了現(xiàn)有的混合層流控制系統(tǒng)的吸氣系統(tǒng)設(shè)計了較少的吸氣腔室，導致控制范圍有限，精度降低，效果減弱的問題。本發(fā)明的吸氣系統(tǒng)設(shè)在垂尾中段的迎風面，吸...

一種俯仰動導數(shù)角度天平修正方法，屬于航空氣動力試驗測量技術(shù)領(lǐng)域。為了滿足俯仰動導數(shù)風洞試驗要求，本發(fā)明包括設(shè)置俯仰動導數(shù)角度天平的整體結(jié)構(gòu)尺寸；校核俯仰動導數(shù)角度天平的根部應(yīng)力；校準俯仰動導數(shù)角度天平的角度系數(shù)；對俯仰動導數(shù)角度天平的角...

本發(fā)明提出一種適用于風洞的渦輪矢量發(fā)動機尾焰角測量方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。包括：S1、安裝可調(diào)節(jié)俯仰角度的紅外相機用于拍攝尾焰圖像，在試驗區(qū)域放置紅外標定板；S2、在紅外標定板上選擇角點，根據(jù)角點在圖像坐標系下的歐式距離和角點與紅外...

一種共心交叉軸鉸鏈天平及測量方法，屬于空氣動力學風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明包括模型端、上共心片梁組、中間段、下共心片梁組和加載端，上共心片梁組通過中間段與下共心片梁組建立連接，上共心片梁組頂部設(shè)置有模型端，下共心片梁組底部設(shè)置有加載端。研...

箭彈類模型尾支撐干擾預測方法、電子設(shè)備及存儲介質(zhì)，屬于高速風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。為快速評估箭彈模型在不同來流、模型尾部和支桿直徑條件下的尾支撐干擾，本發(fā)明采用拉丁超立方方法，將設(shè)計變量劃分為來流變量和幾何變量兩組，對兩組變量分別進行拉丁超立...

本發(fā)明提出一種適用于小展弦比布局無人機的飛行動態(tài)參數(shù)預測方法，屬于氣動力飛行動態(tài)參數(shù)預測技術(shù)領(lǐng)域。包括：步驟一、獲取分辨率為79*38的小展弦比布局無人機上下表面稀疏壓力場；步驟二、將稀疏壓力場數(shù)據(jù)，進行歸一化處理；步驟三、構(gòu)建飛行動態(tài)...

考慮強橫流效應(yīng)的超/高超聲速自然層流機翼的設(shè)計方法，屬于飛行器氣動外形設(shè)計領(lǐng)域。為了提高超/高超聲速飛機氣動效率，本發(fā)明根據(jù)初始超/高超聲速飛機高雷諾數(shù)和大后掠機翼剖面壓力分布，設(shè)計超/高超聲速飛機高雷諾數(shù)和大后掠機翼的最優(yōu)目標壓力分布...

一種用于薄舵面三分量鉸鏈力矩天平的有限元校準方法，屬于鉸鏈力矩天平校準技術(shù)領(lǐng)域。為解決鉸鏈力矩天平校準效率低的問題，本發(fā)明導入薄舵面三分量鉸鏈力矩天平模型，然后對薄舵面三分量鉸鏈力矩天平模型進行結(jié)構(gòu)拆分，基于梁單元與天平體的分離面拆分為...

本發(fā)明提出一種水滴遮蔽區(qū)分類提取方法，屬于航空飛行器結(jié)冰設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。包括：步驟一、獲取飛行器周圍液態(tài)水含量的空間分布，根據(jù)自由來流液態(tài)水含量生成液態(tài)水含量等值線，最靠近飛行器表面的液態(tài)水含量等值線為水滴遮蔽區(qū)邊界；步驟二、對水滴遮蔽區(qū)...

雙發(fā)進氣道試驗中流動不對稱現(xiàn)象排查裝置及排查方法，屬于風洞試驗技術(shù)領(lǐng)域。為解決雙發(fā)進氣道試驗中流動不對稱現(xiàn)象的快速排查，本發(fā)明風洞中設(shè)置氣流均勻的來流流場，粒子發(fā)生器安裝在來流流場前方，左右對稱進氣道模型安裝在風洞中，左右對稱進氣道模型...