CN116499699B - 一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法 - Google Patents

一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法，属于飞行器风洞试验技术领域。解决了现有技术中连续式风洞测压试验中的压力扫描阀采集到的压力数据无法被实时监测且对其偏差值无法及时修正的问题；本发明包括以下步骤：在风洞试验段放置安装压力扫描阀的飞行器模型；利用风洞内采集精度更高的风洞静压压力传感器，根据压力扫描阀与其同步采集到的风洞驻室静压值，实时判断、监控压力扫描阀采集数据有效性；根据试验过程中压力扫描阀与风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压值差值、流动停止后标定的压力扫描阀各通道间关系，修正采集到的飞行器模型表面测压孔压力数据。本发明有效提升了连续式风洞试验效率，可以应用于风洞测压试验。

Description

一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法
技术领域
本发明涉及风洞测压试验，尤其涉及一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法，属于飞行器风洞试验技术领域。
背景技术
风洞测压试验是飞行器设计中十分重要的风洞试验项目，它是大气数据系统设计和标定、气动力特性研究以及载荷设计的重要数据来源。其先通过将飞行器模型安装于风洞试验段内，在试验模型或部件表面特定位置开孔，随后通过钢管和测压软管将压力测量设备与开孔进行连接，根据在风洞中测量不同流场总压和速度条件下模型或部件表面开孔处的压力得到飞行器各部件、大气数据系统等在特定飞行条件下的表面压力分布数据，可以为飞行器的部件载荷测量、表面流动特征观察、大气数据系统标定提供数据支撑，也可以对CFD等数值计算方法获得的结果进行验证。
连续式风洞一般为回流式，通过压缩机或风扇驱动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。相比于暂冲式风洞，它具有长时间持续运行的能力，试验效率较高，一次启动即可完成同一模型条件的全部试验状态。因此，整个试验过程中压力采集系统需要稳定、可靠，采集到的压力数据准确、有效是保障连续式风洞高效运行的前提。
测压试验所用压力数据采集系统如压力扫描系统包含若干压力扫描阀阀块，每个阀块又包含若干通道，其各采集通道整体会随时间出现不可控零点漂移，在使用前需要进行零点校准，以保证其采集数据的准度。现有的测压试验中，使用方法是在试验前对压力扫描阀进行零点校准，同时通过试验间歇风洞试验段内无流动时的压力扫描阀所采集数据与大气压力的一致性判断其稳定性，由于试验过程中对于数据采集正确与否无法进行判断，不能长时间连续使用，试验间歇检查时一旦发现其采集数据偏差过大，对于前一阶段完成的试验数据可靠性已无法保证。因此，现有压力数据采集系统在使用过程中存在需要频繁暂停试验进行检查的问题，极大的影响了连续式风洞试验的效率。同时对于压力扫描阀采集到的压力数据出现偏差后，由于缺少基准数据，存在无法对压力扫描阀采集到的压力数据进行修正的问题，无法保证试验数据的可靠性和精准度。
发明内容
在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
鉴于此，为解决现有技术中连续式风洞测压试验中的压力扫描阀采集到的压力数据无法被实时监测且对于其偏差值无法及时修正的问题，本发明提供一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法。
技术方案如下：一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法，包括以下步骤：
S1.飞行器试验件在风洞试验段内完成安装，构成飞行器模型；
S2.压力扫描阀在飞行器模型内完成安装，压力扫描阀末位通道连接风洞驻室静压气管路，与风洞静压压力传感器测量同一位置压力，其他通道正常连接飞行器模型表面测压孔气管路；
S3.进行调试试验，分析压力扫描阀采集数据规律，选定压力扫描阀采集频率、采样时间；
S4.开展风洞试验，压力扫描阀同时采集飞行器模型不同状态下各表面测压孔压力、风洞驻室静压，风洞静压压力传感器同步采集风洞驻室静压，设置风洞静压压力传感器采集频率；
S5.根据压力扫描阀与风洞静压压力传感器同步采集到的风洞驻室静压的差值、风洞驻室静压差值与压力扫描阀测量精度的比较，实时监控并判断压力扫描阀采集数据有效性；
S6.在当前飞行器模型状态试验全部完成、试验段内无流动后，判断压力扫描阀状态并标定压力扫描阀各采集通道间关系；
S7.根据试验过程中压力扫描阀与风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值、流动停止后标定的压力扫描阀各采集通道间关系，对压力扫描阀采集到的飞行器模型的表面测压孔压力数据进行修正。
进一步地，所述S3中，包括以下步骤：
S31.根据试验需求，通过调节风洞压缩机转速，实现在风洞试验段飞行器模型安装区域试验段设置所需风洞流场马赫数、风洞总压/>；
S32.待试验飞行器模型姿态角到位、试验段流场达到稳定状态时，3秒后压力扫描阀采集飞行器模型的表面测压孔压力，同时风洞总压压力传感器和风洞静压压力传感器分别采集风洞总压和风洞驻室静压/>，共采集20秒；
S33.根据风洞总压、风洞驻室静压/>，得到风洞流场马赫数/>、风洞流场静压，根据压力扫描阀采集到的飞行器模型的表面测压孔压力/>（/>），计算得到飞行器模型的第/>个表面测压孔压力系数/>；
S34.分析压力扫描阀在不同采集频率采集到的压力系数实时平均值与采集时长的变化规律，记录/>始终满足判断条件时的合理采集频率/>和合理采样时间/>；
S35.选择合理采样时间最小时的采集频率/>和采样时间/>，作为试验过程中压力扫描阀的采集频率/>和采样时间/>；
所述S32中，稳定状态表示为：
；
其中，为稳定条件下的风洞流场马赫数，/>为稳定条件下的风洞总压；
所述S33中，风洞流场马赫数表示为：
；
；
其中，为风洞驻室参考压力马赫数，/>为/>与/>的修正量，/>数值由各风洞各试验段流场校测确定；
风洞流场静压表示为：
；
第个测压孔的压力系数/>表示为：
；
所述S34中，根据第个测压孔采集第/>至/>秒时的实时压力系数平均值/>、采集至20秒时的压力系数平均值/>，得到变化规律/>；
变化规律表示为：
；
判断条件为：≤0.0001。
进一步地，所述S4中，风洞静压压力传感器采集频率设置为与压力扫描阀相同的采集频率。
进一步地，所述S5中，包括以下步骤：
S51.实时计算压力扫描阀和风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值；
S52.实时判断压力扫描阀和风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值是否满足要求；
S53.实时在主控系统屏幕突出显示差值判断结果，并将/>＞S时的数据判定为异常数据进行警报提示；
S54.将异常数据单独进行存储；
所述S52中，要求为：，/>表示压力扫描阀测量精度，/>，/>为压力扫描阀测量精度的单位；
所述S53中，差值的判断显示为：若/>，判断为有效数据，/>数值字体颜色显示为黑色，若/>，判断为异常数据，/>数值字体颜色显示为红色闪烁并出现警告提示。
进一步地，所述S6中，包括以下步骤：
S61.当前模型状态试验全部完成、试验段内无流动后，试验段内的压力和风洞驻室静压一致时，压力扫描阀采集当前表面测压孔压力和风洞驻室静压、风洞静压压力传感器同步采集当前风洞驻室静压，采集时间持续20秒，得到压力扫描阀采集的试验段内无流动后的表面测压孔压力平均值和风洞静压压力传感器采集的试验段内无流动后的风洞驻室静压平均值/>；
S62.计算得到差量，判断差量/>是否满足压力扫描阀测量精度/>，记录满足压力扫描阀测量精度时的最大差量/>；
S63.获得压力扫描阀第个测量通道与末位通道间的修正系数/>；
所述S61中，试验段内的压力包括飞行器模型表面测压孔内压力；
所述S62中，根据表面测压孔压力平均值、风洞驻室静压平均值/>，得到差量；差量/>表示为：
；
满足压力扫描阀测量精度/>表示为：/>；
所述S63中，修正系数表示为：
；
其中，为以64个通道压力扫描阀为参考的末位通道的表面测压孔压力平均值。
进一步地，所述S7中，包括以下步骤：
S71.根据判定条件判断压力扫描阀数据是否需要进行修正；
S72.对需要进行修正的压力扫描阀采集的风洞驻室静压数据进行修正，得到修正后的风洞驻室静压为；
S73.对压力扫描阀采集到的表面测压孔压力数据进行修正，得到修正后的表面测压孔压力数据为。
所述S71中，判定条件为：当时，压力扫描阀数据不需进行修正，当/>时，需要进行修正；
所述S72中，修正后的风洞驻室静压表示为：
；
所述S73中，修正后的表面测压孔压力数据表示为：
。
本发明的有益效果如下：本发明将飞行器试验件在风洞试验段内完成安装、准备；将压力扫描阀或与压力扫描阀具备相同功能的压力测量设备，在试验模型内完成安装，压力扫描阀最后一个通道连接风洞驻室静压气管路，与风洞静压压力传感器测量同一位置压力，其他通道正常连接模型测压孔气管路；试验准备工作完成后，进行调试试验，分析压力扫描阀采集数据规律，选择满足试验需求的压力扫描阀采集频率和采样时间；按试验计划开展风洞试验，压力扫描阀同时采集模型不同状态各测压孔压力和风洞驻室静压，风洞静压压力传感器同步采集风洞驻室静压，对压力扫描阀、风洞静压压力传感器设置相同的采集频率；试验过程中根据压力扫描阀与风洞静压压力传感器同步采集到的风洞驻室静压的差值，实时监控压力扫描阀采集数据是否正常，并判断其有效性；试验结束后，判断压力扫描阀状态、标定各通道间关系，根据试验过程中压力扫描阀与风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值、流动停止后标定的压力扫描阀各通道间关系，可以对压力扫描阀采集到的飞行器模型表面测压孔压力数据进行修正；本发明实现了保证连续式风洞测压试验中压力扫描阀采集的压力数据可靠、有效的目的，且对于异常数据可以进行修正，避免了频繁暂停试验，提高了试验效率、测压试验数据的精准度，保障了连续式风洞高效运行。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法流程示意图；
图2为压力扫描阀不同采集频率下采集到的压力系数实时平均值与采集时长的变化规律示意图；
图3为表面测压孔压力原始数据与修正后的表面测压孔压力数据对比示意图。
具体实施方式
为了使本发明实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本发明的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
参考图1-图3详细说明本实施例，一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法，具体包括以下步骤：
S1.飞行器试验件在风洞试验段内完成安装，构成飞行器模型；
具体的，飞行器试验件包括飞行器模型各部件、部件表面用于测量表面压力的表面测压孔、安装于飞行器模型内的角度传感器等。
S2.压力扫描阀在飞行器模型内完成安装，压力扫描阀末位通道连接风洞驻室静压气管路，与风洞静压压力传感器测量同一位置压力，其他通道正常连接飞行器模型表面测压孔气管路；
具体的，压力扫描阀可以替换为与压力扫描阀具备相同功能的压力测量设备。
S3.进行调试试验，分析压力扫描阀采集数据规律，选定压力扫描阀采集频率、采样时间；
具体步骤为：
S31.根据试验需求，通过调节风洞压缩机转速，实现在风洞试验段飞行器模型安装区域试验段设置所需风洞流场马赫数、风洞总压/>；
S32.待试验飞行器模型姿态角到位、试验段流场达到稳定状态时，即，/>为稳定条件下的风洞流场马赫数，/>为稳定条件下的风洞总压，3秒后压力扫描阀采集飞行器模型的表面测压孔压力，同时风洞总压压力传感器和风洞静压压力传感器分别采集风洞总压/>和风洞驻室静压/>持续20秒；
S33.根据S32采集的、/>、压力扫描阀采集到的飞行器模型的表面测压孔压力/>（/>），得到风洞流场马赫数/>、风洞流场静压/>、飞行器模型的第/>个测压孔的压力系数/>；
风洞流场马赫数表示为：
；
；
其中，为驻室参考压力马赫数，/>为/>与/>的修正量，/>数值由各风洞各试验段流场校测确定；
风洞流场静压表示为：
；
飞行器模型的第个测压孔的压力系数/>表示为：
；
S34.根据采集时长为第至/>秒时第/>个测压孔采集的实时压力系数平均值、采集时长为20秒时的压力系数平均值/>，得到变化规律/>；
变化规律表示为：
；
记录始终满足判断条件时的合理采集频率/>和合理采样时间/>；
判断条件为：≤0.0001；
S35.试验过程中压力扫描阀的采集频率和采样时间/>，设置为合理采样时间/>最小时的采集频率/>和采样时间/>。
S4.开展风洞试验，压力扫描阀同时采集飞行器模型不同状态下各表面测压孔压力、风洞驻室静压，风洞静压压力传感器同步采集风洞驻室静压，风洞静压压力传感器采集频率设置为与压力扫描阀相同的采集频率。
S5.根据压力扫描阀与风洞静压压力传感器同步采集到的风洞驻室静压的差值、风洞驻室静压差值与压力扫描阀测量精度的比较，实时监控并判断压力扫描阀采集数据有效性；
具体步骤为：
S51.实时计算压力扫描阀和风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值；
具体的，风洞静压压力传感器在风洞内采集精度更高，因此利用其采集的风洞驻室静压数值与压力扫描阀采集到的风洞驻室静压做差，判断压力扫描阀采集数据的有效性；
S52.实时判断压力扫描阀和风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值是否满足要求，要求为：/>，/>表示压力扫描阀测量精度，/>，/>为压力扫描阀测量精度的单位；
S53.实时在主控系统屏幕突出显示差值，若/>，判断为有效数据，数值字体颜色显示为黑色，若/>，判断为异常数据，/>数值字体颜色显示为红色闪烁并出现警告提示；
S54.将异常数据单独进行存储。
S6.在当前飞行器模型状态试验全部完成、试验段内无流动后，判断压力扫描阀状态并标定压力扫描阀各采集通道间关系；
具体步骤为：
S61.当前模型状态试验全部完成、试验段内无流动后，试验段内的压力和风洞驻室静压一致时，压力扫描阀采集当前表面测压孔压力和风洞驻室静压、风洞静压压力传感器同步采集当前风洞驻室静压，采集时间持续20秒，得到压力扫描阀采集的试验段内无流动后的表面测压孔压力平均值和风洞静压压力传感器采集的试验段内无流动后的风洞驻室静压平均值/>；
S62.根据S61中的、/>，计算得到差量/>；
差量表示为：
；
判断差量是否满足压力扫描阀测量精度/>，即/>，记录满足压力扫描阀测量精度时的最大差量/>；
S63.获得压力扫描阀第个测量通道与末位通道间的修正系数/>；
修正系数表示为：
；
其中，为以64个通道压力扫描阀为参考的末位通道的表面测压孔压力平均值。
S7.根据试验过程中压力扫描阀与风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值、流动停止后标定的压力扫描阀各采集通道间关系，对压力扫描阀采集到的飞行器模型的表面测压孔压力数据进行修正；
具体步骤为：
S71.根据判定条件判断压力扫描阀数据是否需要进行修正，判定条件为：当时，压力扫描阀数据不需进行修正，当/>时，需要进行修正；
S72.对S71判定后需要进行修正的压力扫描阀采集的风洞驻室静压数据进行修正，得到修正后的风洞驻室静压为；
修正后的风洞驻室静压表示为：
；
S73.对压力扫描阀采集到的表面测压孔压力数据进行修正，得到修正后的表面测压孔压力数据为；
修正后的表面测压孔压力数据表示为：
。
尽管根据有限数量的实施例描述了本发明，但是受益于上面的描述，本技术领域内的技术人员明白，在由此描述的本发明的范围内，可以设想其它实施例。此外，应当注意，本说明书中使用的语言主要是为了可读性和教导的目的而选择的，而不是为了解释或者限定本发明的主题而选择的。因此，在不偏离所附权利要求书的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。对于本发明的范围，对本发明所做的公开是说明性的，而非限制性的，本发明的范围由所附权利要求书限定。

Claims (1)

1.一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.飞行器试验件在风洞试验段内完成安装，构成飞行器模型；
S2.压力扫描阀在飞行器模型内完成安装，压力扫描阀末位通道连接风洞驻室静压气管路，与风洞静压压力传感器测量同一位置压力，其他通道正常连接飞行器模型表面测压孔气管路；
S3.进行调试试验，分析压力扫描阀采集数据规律，选定压力扫描阀采集频率、采样时间；
具体的：
S31.根据试验需求，通过调节风洞压缩机转速，实现在风洞试验段飞行器模型安装区域试验段设置所需风洞流场马赫数、风洞总压/>；
S32.待试验飞行器模型姿态角到位、试验段流场达到稳定状态时，3秒后压力扫描阀采集飞行器模型的表面测压孔压力，同时风洞总压压力传感器和风洞静压压力传感器分别采集风洞总压和风洞驻室静压/>，共采集20秒；
S33.根据风洞总压、风洞驻室静压/>，得到风洞流场马赫数/>、风洞流场静压/>，根据压力扫描阀采集到的飞行器模型的表面测压孔压力/>（/>），计算得到飞行器模型的第/>个表面测压孔压力系数/>；
S34.分析压力扫描阀在不同采集频率采集到的压力系数实时平均值与采集时长的变化规律，记录/>始终满足判断条件时的合理采集频率/>和合理采样时间/>；
S35.选择合理采样时间最小时的采集频率/>和采样时间/>，作为试验过程中压力扫描阀的采集频率/>和采样时间/>；
所述S32中，稳定状态表示为：
；
其中，为稳定条件下的风洞流场马赫数，/>为稳定条件下的风洞总压；
所述S33中，风洞流场马赫数表示为：
；
；
其中，为风洞驻室参考压力马赫数，/>为/>与/>的修正量，/>数值由各风洞试验段流场校测确定；
风洞流场静压表示为：
；
第个测压孔的压力系数/>表示为：
；
所述S34中，根据第个测压孔采集第/>至/>秒时的实时压力系数平均值/>、采集至20秒时的压力系数平均值/>，得到变化规律/>；
变化规律表示为：
；
判断条件为：≤0.0001；
S4.开展风洞试验，压力扫描阀同时采集飞行器模型不同状态下各表面测压孔压力、风洞驻室静压，风洞静压压力传感器同步采集风洞驻室静压，设置风洞静压压力传感器采集频率；
具体的：风洞静压压力传感器采集频率设置为与压力扫描阀相同的采集频率；
S5.根据压力扫描阀与风洞静压压力传感器同步采集到的风洞驻室静压的差值、风洞驻室静压差值与压力扫描阀测量精度的比较，实时监控并判断压力扫描阀采集数据有效性；
具体的：
S51.实时计算压力扫描阀和风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值；
S52.实时判断压力扫描阀和风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值是否满足要求；
S53.实时在主控系统屏幕突出显示差值判断结果，并将/>＞S时的数据判定为异常数据进行警报提示；
S54.将异常数据单独进行存储；
所述S52中，要求为：，/>表示压力扫描阀测量精度，/>，/>为压力扫描阀测量精度的单位；
所述S53中，差值的判断显示为：若/>，判断为有效数据，/>数值字体颜色显示为黑色，若/>，判断为异常数据，/>数值字体颜色显示为红色闪烁并出现警告提示；
S6.在当前飞行器模型状态试验全部完成、试验段内无流动后，判断压力扫描阀状态并标定压力扫描阀各采集通道间关系；
具体的：
S61.当前模型状态试验全部完成、试验段内无流动后，试验段内的压力和风洞驻室静压一致时，压力扫描阀采集当前表面测压孔压力和风洞驻室静压、风洞静压压力传感器同步采集当前风洞驻室静压，采集时间持续20秒，得到压力扫描阀采集的试验段内无流动后的表面测压孔压力平均值和风洞静压压力传感器采集的试验段内无流动后的风洞驻室静压平均值/>；
S62.计算得到差量，判断差量/>是否满足压力扫描阀测量精度/>，记录满足压力扫描阀测量精度时的最大差量/>；
S63.获得压力扫描阀第个测量通道与末位通道间的修正系数/>；
所述S61中，试验段内的压力包括飞行器模型表面测压孔内压力；
所述S62中，根据表面测压孔压力平均值、风洞驻室静压平均值/>，得到差量/>；
差量表示为：
；
满足压力扫描阀测量精度/>表示为：/>；
所述S63中，修正系数表示为：
；
其中，为以64个通道压力扫描阀为参考的末位通道的表面测压孔压力平均值；
S7.根据试验过程中压力扫描阀与风洞静压压力传感器采集到的风洞驻室静压的差值、流动停止后标定的压力扫描阀各采集通道间关系，对压力扫描阀采集到的飞行器模型的表面测压孔压力数据进行修正；
具体的：
S71.根据判定条件判断压力扫描阀数据是否需要进行修正；
S72.对需要进行修正的压力扫描阀采集的风洞驻室静压数据进行修正，得到修正后的风洞驻室静压为；
S73.对压力扫描阀采集到的表面测压孔压力数据进行修正，得到修正后的表面测压孔压力数据为；
所述S71中，判定条件为：当时，压力扫描阀数据不需进行修正，当时，需要进行修正；
所述S72中，修正后的风洞驻室静压表示为：
；
所述S73中，修正后的表面测压孔压力数据表示为：
。
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Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102053017A (zh) * 2009-11-09 2011-05-11 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种发动机室内试车台气流场测试方法及系统
CN110044570A (zh) * 2019-04-16 2019-07-23 沈阳航空航天大学 一种旋成体机身测压实验气动震颤误差修正方法
CN111551342A (zh) * 2020-03-13 2020-08-18 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种实现风洞试验中数字信号精确同步的方法
CN212779853U (zh) * 2020-09-23 2021-03-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 测量跨声速风洞试验段核心流马赫数的短轴向静压探测管
CN113447234A (zh) * 2021-04-27 2021-09-28 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种风洞电子压力扫描阀溯源装置及其溯源方法
CN114910242A (zh) * 2022-07-18 2022-08-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 压力测量装置、压力测量方法及压力稳定判断方法、系统
CN115508040A (zh) * 2022-11-17 2022-12-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 速度场与温度场数据同步并行采集系统及应用方法
CN115615655A (zh) * 2022-11-15 2023-01-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式跨声速风洞试验数据干扰修正方法
CN115638952A (zh) * 2022-11-17 2023-01-24 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 多点压力数据同步并行采集系统及应用方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8833153B2 (en) * 2012-09-20 2014-09-16 The Boeing Company Correction of pressure signals measured during supersonic wind tunnel testing
CN116380396B (zh) * 2023-05-30 2023-08-15 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式风洞飞行器大气数据系统鉴定试验系统及方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102053017A (zh) * 2009-11-09 2011-05-11 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种发动机室内试车台气流场测试方法及系统
CN110044570A (zh) * 2019-04-16 2019-07-23 沈阳航空航天大学 一种旋成体机身测压实验气动震颤误差修正方法
CN111551342A (zh) * 2020-03-13 2020-08-18 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种实现风洞试验中数字信号精确同步的方法
CN212779853U (zh) * 2020-09-23 2021-03-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 测量跨声速风洞试验段核心流马赫数的短轴向静压探测管
CN113447234A (zh) * 2021-04-27 2021-09-28 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种风洞电子压力扫描阀溯源装置及其溯源方法
CN114910242A (zh) * 2022-07-18 2022-08-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 压力测量装置、压力测量方法及压力稳定判断方法、系统
CN115615655A (zh) * 2022-11-15 2023-01-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式跨声速风洞试验数据干扰修正方法
CN115508040A (zh) * 2022-11-17 2022-12-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 速度场与温度场数据同步并行采集系统及应用方法
CN115638952A (zh) * 2022-11-17 2023-01-24 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 多点压力数据同步并行采集系统及应用方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Effects of turbulence integral scales on characteristics of fluctuating wind pressures;Shubi Du，Mingshui Li，Yang Yang;Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics;第204卷;104245 *

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