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公开(公告)号：CN111157220B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202010173272.7
申请日：2020-03-13
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种应变式二分量表面摩擦阻力测量天平。该表面摩擦阻力测量天平为一体结构，主体为圆柱体；圆柱体的上半部开有左右对称的通孔Ⅰ和通孔Ⅱ，通孔Ⅰ和通孔Ⅱ的上下边为直边，通孔Ⅰ和通孔Ⅱ的左右侧边为弧形边，通孔Ⅰ和通孔Ⅱ之间保留的实体为X1测量梁，X1测量梁上段和下段的投影形状为对称的弧形，X1测量梁中段的投影形状为矩形；通孔Ⅰ和通孔Ⅱ外侧保留的实体分别通过对称的直缝分开，形成对称的X1过载保护缝；圆柱体的下半部分设置有类似的通孔Ⅲ和通孔Ⅳ，得到了X2测量梁和X2过载保护缝；X1测量梁和X2测量梁垂直；该表面摩擦阻力测量天平可以同时测量模型及飞行器表面上两个垂直方向的表面摩擦阻力，能够实现精确测量。
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公开(公告)号：CN111859520B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202010772614.7
申请日：2020-08-04
IPC分类号： G06F30/13 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种计算高超声速风洞轴对称喷管内型面的方法，包括以下步骤：步骤一、给定初始条件参数；步骤二、计算轴对称喷管的亚声速型面坐标；步骤三、计算轴对称喷管的超声速型面坐标，包括：计算喉道区型面参数计算；沿径向流波前气流参数计算；转换区中心线上的马赫数分布计算；消波区参数计算；利用轴对称特征线网格计算型面；计算轴对称喷管壁面坐标；步骤四、对轴对称喷管的超声速段位流型面附面层进行修正计算。通过本方法设计的喷管型面，流场所际需要的马赫数较一致，喷管出口马赫数分布均匀，并且能比较方便的采用MATLAB软件编程实现，快速的得出型面坐标，在计算轴对称喷管型面时具有普适性。
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公开(公告)号：CN115355769A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202211009299.8
申请日：2022-08-23
摘要： 本发明属于飞行器气动布局技术领域，公开了一种变静稳定性战术导弹气动布局及其应用。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局过改变弹翼即主升力面的轴向位置来调整战术导弹静稳定性，发展了可变静稳定性鸭式战术导弹气动布局和可变静稳定性正常式战术导弹气动布局两种应用方式。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局的优点是费重小、无升力损失、控制率设计相对简单，在高机敏性战术导弹领域有着广泛的用途。
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公开(公告)号：CN114235321A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202210174044.0
申请日：2022-02-25
摘要： 本发明公开了一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。该实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段、与风洞实验段入口连接的稳定段、具有非传力供气桥作用的喷管过渡段、位于高超声速风洞实验段的待测实验喷管，待测实验喷管的后端安装有燃气舵，燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场。该实验装置利用高超声速风洞模拟发动机喷流，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。
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公开(公告)号：CN112742933A
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN202011485414.X
申请日：2020-12-16
摘要： 本发明公开了一种电阻带的弯折成型方法，包括以下步骤：固定底板；固定电阻带的一端；加热电阻带的折弯处，插入定位销；将组件盘带扳手定位孔套入定位销；加力使电阻带折弯成型；重复操作使电阻带在第二个定位销处折弯成型，直到成型完毕；电阻带冷却，取下定位销和电阻带。该种方法使得电阻带能够由底板开孔的位置决定了电阻带成“S”型转弯的位置，同时也决定了电阻带每次折弯后的长度，定位销子的中部外径决定了电阻带的折弯半径，通过对电阻带加热后使用盘带扳手进行旋拧，使得电阻带能够快速成型。
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公开(公告)号：CN112027816A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010971478.4
申请日：2020-09-16
摘要： 本发明公开了一种风洞连续变滚转机构线缆保护方法。该线缆保护方法通过反馈单元和自动收线器实现，反馈单元安装在驱动装置上，自动收线器的转轮上缠绕测试线缆。模型的滚转角为0°时，自动收线器处于自然状态，转轮上缠绕有适当长度的测试线缆，当滚转机构转动后，滚转角绝对值变大，转轮转动，自动收线器向滚转轴方向伸出测试线缆；当滚转轴滚转角绝对值变小，自动收线器在卷黄作用下收回伸出的测试线缆。该线缆保护方法简单、运行可靠，能够确保测试线缆在一定的伸缩范围内收放自如，并进一步限定了风洞连续变滚转机构的安全滚转范围，既满足了滚转试验要求，又确保了测试线缆和风洞连续变滚转机构的安全。
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公开(公告)号：CN111157220A
公开(公告)日：2020-05-15
申请号：CN202010173272.7
申请日：2020-03-13
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种应变式二分量表面摩擦阻力测量天平。该表面摩擦阻力测量天平为一体结构，主体为圆柱体；圆柱体的上半部开有左右对称的通孔Ⅰ和通孔Ⅱ，通孔Ⅰ和通孔Ⅱ的上下边为直边，通孔Ⅰ和通孔Ⅱ的左右侧边为弧形边，通孔Ⅰ和通孔Ⅱ之间保留的实体为X1测量梁，X1测量梁上段和下段的投影形状为对称的弧形，X1测量梁中段的投影形状为矩形；通孔Ⅰ和通孔Ⅱ外侧保留的实体分别通过对称的直缝分开，形成对称的X1过载保护缝；圆柱体的下半部分设置有类似的通孔Ⅲ和通孔Ⅳ，得到了X2测量梁和X2过载保护缝；X1测量梁和X2测量梁垂直；该表面摩擦阻力测量天平可以同时测量模型及飞行器表面上两个垂直方向的表面摩擦阻力，能够实现精确测量。
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公开(公告)号：CN116894353B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311152408.6
申请日：2023-09-08
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G01M9/00 , G01M9/08 , B64F5/60 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，属于实验空气动力学领域，目的在于解决现有方法多根据经验和探针尺寸设计试验方案，缺少设计输入的有效支撑，设计风险较高的缺陷。本申请的估算方法采用模型展弦比、机翼参考面积、飞行速度、升力系数等参数，估算尾涡位置、强度等信息，不需要模型的外形细节，不仅避免了漩涡流动数值模拟的难题，而且能够有效拓宽该方法的适用范围，具有较强的适应性。本申请能够完善飞行器尾涡参数获取方法，快速估算尾涡位置、强度、涡核半径等关键信息，既能够应用于编队飞行风洞试验尾涡测试方案设计中，还能够用于评估真实飞行中的尾涡特性，对于保障试验质量、降低试验成本，具有显著的指导作用。
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公开(公告)号：CN113310655B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202110860693.1
申请日：2021-07-29
摘要： 本发明公开了一种用于高超声速风洞的快速响应测温装置和测温方法。该测温装置和测温方法通过在靶体中安装加热元件，提前预热靶体，在高超声速风洞的高温高压快速阀换向后，将热电偶的测温探头突然暴露在高温高压气流中，能够快速准确地测得高温高压气流的温度。该测温装置结构简单、稳定可靠，该测温方法能够缩短靶体与高温高压气流热交换时间，快速、准确测量高温高压气流温度，满足了高超声速风洞高温高压快速阀快速切换后快速测量高温高压气流温度的需求。
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公开(公告)号：CN113310655A
公开(公告)日：2021-08-27
申请号：CN202110860693.1
申请日：2021-07-29
摘要： 本发明公开了一种用于高超声速风洞的快速响应测温装置和测温方法。该测温装置和测温方法通过在靶体中安装加热元件，提前预热靶体，在高超声速风洞的高温高压快速阀换向后，将热电偶的测温探头突然暴露在高温高压气流中，能够快速准确地测得高温高压气流的温度。该测温装置结构简单、稳定可靠，该测温方法能够缩短靶体与高温高压气流热交换时间，快速、准确测量高温高压气流温度，满足了高超声速风洞高温高压快速阀快速切换后快速测量高温高压气流温度的需求。
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