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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
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 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：CN108304643B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201810084218.8
申请日：2018-01-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种空腔流固耦合方程的无量纲化方法，包括以下步骤：步骤S1：建立空腔流固耦合问题的关键影响参数系统；步骤S2：建立空腔流固耦合问题的表征参数系统；步骤S3：建立无量纲的空腔流固耦合问题的表征参数系统；步骤S4：建立空腔流固耦合方程和边界条件；步骤S5：建立无量纲的空腔流固耦合方程和无量纲的空腔流动边界远场条件。本发明有利于抓住空腔流固耦合问题的本质和关键参数；有利于研究人员对空腔流固耦合问题的无量纲表征参数的选择；提高空腔流固耦合实验和数值研究的效率；能够促进研究人员对于空腔流固耦合问题的理解。
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公开(公告)号：CN111523220A
公开(公告)日：2020-08-11
申请号：CN202010302463.9
申请日：2020-04-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种考虑流动影响的风扇、压气机转静干涉宽频噪声快速预测方法，通过获取被测模型的几何参数、主流参数、湍流参数后代入三维升力面宽频噪声模型，在模型中分别设置不同的计算频率，得到设置频率下风扇、压气机转静干涉所产生的宽频噪声声压级，将不同频率下的宽频噪声声压级绘制成图表，得到风扇、压气机转静干涉宽频噪声频谱图。本发明能够结合流场数值模拟结果和风扇、压气机转静干涉宽频噪声模型，实现考虑流动影响的风扇、压气机转静干涉宽频噪声快速预测。不仅能够大幅度降低对试验条件、计算资源和计算时间的依赖，而且能够考虑流动中湍流脉动的影响，可以进行风扇、压气机转静干涉宽频噪声产生机理研究，为风扇、压气机低噪声设计提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN108482641B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201810237965.0
申请日：2018-03-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本发明公开了一种降低内埋舱气动噪声的阻尼层与后壁泄压管组合式结构，包括阻尼层和后壁泄压管，所述阻尼层为孔类、槽类或孔槽组合类的平板结构，所述泄压管为孔类、槽类或孔槽组合类；采用本方案的组合式结构，对舱内高强度噪声的抑制效果显著；结构简单且位于内埋舱内，对飞行器的气动布局、结构形式和飞行性能影响较小，具有较高的可实现性和可操作性。
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公开(公告)号：CN108706092A
公开(公告)日：2018-10-26
申请号：CN201810543823.7
申请日：2018-05-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种锯齿形飞行器武器舱噪声抑制装置，包括设置在武器舱前沿表面的扰流板，所述扰流板包括底面基板和与底面基板连接的扰流片，所述扰流片通过连接点可以绕着底面基板转动，转动后的扰流片与底面基板的夹角为0°～90°之间的任一角度。扰流片横梁上下表面均为锯齿结构，可以大幅度提高对来流的控制效果；扰流片底部的间隙减小了装置在来流法向上的投影面积，从而降低了飞行器的气动阻力；通过改变扰流片与基板间的倾角，保证扰流片的高度与边界层厚度相当，在不同速度条件下均可对下游舱体产生最佳降噪效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106335642B
公开(公告)日：2018-10-19
申请号：CN201610854326.X
申请日：2016-09-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，安装在武器舱（11）开口处，包括沿气流方向连接的口小腔大的驻室（2）和设置喷流出口（6）的喷流口盖（4），横截面呈细长矩形的喷流出口（6）位于武器舱（11）前缘。本发明安装在武器舱内部，利用环境气体作为气源，通过向武器舱开口处喷射气流以降低武器舱开启时舱内的噪声强度，既不破坏飞行器气动外形，又不需要额外提供高压气源，使用寿命长、稳定可靠。
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公开(公告)号：CN108562257A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201810037716.7
申请日：2018-01-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01B21/08
Abstract: 本发明公开了一种倒V字型飞行器近壁面气流附面层厚度测量实验装置，包括实验测量管路支撑平台、设置在支撑平台上的测量管路主耙体，所述耙体上设置有若干进气管路和出气管路，该实验装置安装在待测飞行器实验模型表面，通过合理设置测压耙的倒V字型几何外形，可降低测压耙体对流场的直接干扰，且利用倒V字型测量耙体两路分支交错布置测压管路从而可提高附面层内速度型测试数据准确性和可靠性，还可合理调整两路分支测压管路与被测飞行器实验模型表面的距离分布函数，解决传统测压耙测试数据空间分辨率难以提高和安装操作复杂等问题。
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公开(公告)号：CN108482641A
公开(公告)日：2018-09-04
申请号：CN201810237965.0
申请日：2018-03-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C1/40
Abstract: 本发明公开了一种降低内埋舱气动噪声的阻尼层与后壁泄压管组合式结构，包括阻尼层和后壁泄压管，所述阻尼层为孔类、槽类或孔槽组合类的平板结构，所述泄压管为孔类、槽类或孔槽组合类；采用本方案的组合式结构，对舱内高强度噪声的抑制效果显著；结构简单且位于内埋舱内，对飞行器的气动布局、结构形式和飞行性能影响较小，具有较高的可实现性和可操作性。
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公开(公告)号：CN102902886A
公开(公告)日：2013-01-30
申请号：CN201210369575.1
申请日：2012-09-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，针对典型开式空腔绕流流激振荡与声波模态预估公式中常数取值预测不准等关键难题，基于Rossiter和Heller半经验理论模型与公式，采用描述空腔流激振荡与声波模态无量纲频率的斯托罗哈数（Strouhalnumber）的分析方法，通过分析亚跨超声速下空腔流激振荡与声学反馈回路形成的物理机制，提出预测半经验理论模型中相关常数的预测方法，使得描述开式空腔流激振荡与声波模态的预估值较为准确。本发明方法经过典型开式空腔风洞试验结果和国外文献结果验证，是正确的和可行的。
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公开(公告)号：CN114235321B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210174044.0
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 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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