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公开(公告)号：CN106840596A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611050765.1
申请日：2016-11-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08
CPC classification number: G01M9/08
Abstract: 本发明提供了一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型，该方案包括有空腔和平板；空腔嵌入在平板中部；平板前端能够安装前缘块；距离前缘块20mm处黏贴有转捩带。该方案采用了可更换前缘块的设计，在亚跨声速条件下采用椭圆形前缘消除前缘分离，在超声速条件下采用尖劈外形避免形成头部激波，同时在平板上安装总压测耙、布置静压测孔，精确测量空腔入口马赫数以及边界层速度分布，实现了亚跨超声速条件下的空腔流动精确模拟。
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公开(公告)号：CN102867097B
公开(公告)日：2014-11-05
申请号：CN201210361976.2
申请日：2012-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种计及静弹性变形影响的光固化快速成型风洞模型设计方法，针对光固化快速成型风洞模型较薄处（如翼尖、机翼边缘、舵面边缘等）刚度低、易变形等缺陷，采用气动/结构耦合分析方法预测模型结构变形与气动力间的映射关系，通过响应面法搜索模型耦合优化设计气动外形，使得风洞试验中模型变形后的气动外形和需要研究的巡航外形一致，从而获得模型相应的气动力特性，并利用典型的大展弦比飞行器模型验证实例风洞试验结果验证该方法的正确性和可行性。
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公开(公告)号：CN115436010A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211388072.9
申请日：2022-11-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，公开了一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法。该喷管推力测量试验方法包括以下步骤：设计加工风洞试验模型；进行尾支撑测力风洞试验；进行头部支撑喷管有推力有外流测量试验；进行头部支撑喷管有推力无外流测量试验；进行头部支撑喷管无推力有外流测量试验；计算试验模型在喷流状态下的有效推力特性；计算外流对推力特性的干扰气动特性；计算全机模型带喷流状态气动特性。该喷管推力测量试验方法能够直接测量喷管的“推力‑减‑喷管阻力”数据，提高了数据的真实性和可靠性，有利于降低飞发一体化设计技术风险和研发成本、缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN115436009A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211388071.4
申请日：2022-11-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，公开了一种后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统。该喷管推力测量试验系统的通气支杆为圆管管体，前端端头封闭并安装整流罩、后端开口；通气支杆的前端周向安装有轴对称排列的通气叶片；通气支杆的后端顺序连接测量段、飞行器后体和喷管；测量段包括从外至内依次套装的环式天平和波纹管；喷管的中心轴线与通气支杆的中心轴线具有喷管偏转角α。该喷管推力测量试验系统在真实模拟机身后体扰流条件下测量喷管受力，可以直接测量喷管的“喷管推力‑减‑喷管阻力”数据，提高了数据的真实性和可靠性，简化后期数据处理过程，有利于降低飞发一体化设计技术风险和研发成本、缩短飞机发动机研制周期。
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公开(公告)号：CN114302513A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202210228224.2
申请日：2022-03-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于电加热技术领域，公开了一种适用多种介质的直热返流式电加热器。该电加热器为圆筒形立式电加热器，从下至上依次为底座、加热主体、大法兰、散热区和接线盒；加热主体的外层为外壳体，外壳体的外表面包裹有保温棉；加热主体内设置有若干个竖直的电加热元件；加热主体的下隔离腔上方安装有与外置的高压气源连通的入口法兰，下隔离腔安装有出口法兰；电加热元件为圆管形电加热管，外层为外壳；内部设置有3根电阻丝，3根电阻丝构成电路的A、B、C三相，还设置有温度传感器，填充有绝缘材料。该电加热器既能对各种介质加热，又具有较快的升温和降温速度，加热的效率非常高，适用于在试验过程中快速加热高压流动介质。
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Patent Agency Ranking
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：CN115371256A
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211036657.4
申请日：2022-08-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: F24H3/04 , F24H9/1863 , F24H15/208 , F24H15/37 , B05D5/12
Abstract: 本发明属于电加热技术领域，公开了一种蓄热和直热两用电磁感应式空气电加热器及其使用方法。电磁感应式空气电加热器水平放置、前端开口后端封闭；承压外壳体前端面设置有气流出口，前段设置有气流入口；承压外壳体内腔，从前至后串联若干个电磁加热蓄热单元；每个电磁加热蓄热单元的隔热壳体为两端具有连接法兰盘的圆管，隔热壳体表面缠绕感应线圈，感应线圈内设冷却水流道；感应线圈外包磁轭，感应线圈与承压外壳体之间的间隙构成环形进气气流通道；隔热壳体的内腔设置有串列排列的加热芯体；加热芯体开有阵列排列的通孔，通孔构成气流加热通道；各加热芯体之间的隔离空间构成混流区。电磁感应式空气电加热器具有蓄热和直热两种使用方法。
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公开(公告)号：CN113358320A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110911765.0
申请日：2021-08-10
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速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。该试验方法使用的试验装置的支杆与外置的高速风洞高压气源连通，支杆上连接喷管，喷管经模型内腔伸出模型前端，模型内腔和模型底部空腔的不同截面上布置有若干测压点；喷管与模型之间具有隔离缝隙，模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值大于等于30。该试验方法取消传统喷流试验中迷宫槽、波纹管等物理密封装置，通过增大模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值，形成准静态的气密封腔，再通过模型内腔压力的实时测量对模型轴向力进行修正，减小了隔离缝隙窜流对试验结果的影响，又避免了大迎角下喷管与模型碰撞，增大了有效试验迎角范围，减小了加工装配难度，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN108507752B
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201810183486.5
申请日：2018-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种计及压力影响的风洞应变天平带空气桥校准方法，根据不同压力状态下有限数量的天平带空气桥工作公式，拟合生成适用于试验所需压力范围的通用天平工作公式；通用天平工作公式中包含压力参数。在天平带空气桥的通用天平工作公式中，加入了压力参数，风洞试验时，将实际测量的压力值、天平各分量的电信号增量值带入通用公式，计算得到准确的气动载荷，与传统天平公式的计算结果比较，通用公式计算获得的气动载荷更加准确，有利于该类型风洞试验精准度的提升。
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公开(公告)号：CN107869498A
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201610847865.0
申请日：2016-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: F15D1/00
CPC classification number: F15D1/00 , F15D1/0005
Abstract: 本发明提供了一种基于干扰运动激波的超音速空腔流动控制方法，该方案为在空腔底部内沿长度方向的1/3L至2/3L区间内设置横向隔板，L为空腔长度，干扰沿空腔底部运动的激波结构；当横向隔板越趋于空腔长度方向1/3L处设置时，空腔底部脉动声压级越高；当横向隔板越趋于空腔长度方向2/3L处设置时，空腔底部脉动声压级越低。该方案通过在空腔底部不同位置安装不同高度的横向隔板，干扰沿空腔底部运动的激波结构，从而影响空腔内的非定常流动特性。
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