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公开(公告)号：CN103383577B
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201310303353.4
申请日：2013-07-18
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G05D16/20
摘要： 一种调压阀压力调节控制系统，包括压力调节控制上位计算机、压力调节cRIO实时控制器、调压阀压力传感器、调压阀开度传感器、调压阀电液伺服阀、液压总电磁阀和直流电源。本发明通过实时控制器CPU根据采集到的传感器数据与调压阀开度目标值和调压阀压力目标值作比较，再通过D/A模块向调压阀电液伺服阀发送指令，改变调压阀阀门开度，从而调节调压阀阀后压力，实现调压阀阀后压力快速稳定和精确调节。
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公开(公告)号：CN103115154B
公开(公告)日：2014-12-31
申请号：CN201310028930.3
申请日：2013-01-25
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： F16K1/12 , F16K31/122 , F16K27/02
摘要： 本发明公开了一种用于风洞的液压驱动减压阀，包括：进气口，出气口，阀体（6），关闭活塞（12），调压活塞（5），杆（16），油管嘴（22）和盘座（17）；调压活塞（5）包括活塞体（51），盘（52），垫圈（53），螺母（54），密封环（55、56）和上盖（57）；关闭活塞（12）包括盖（128），内活塞（127），外活塞（126），筒体（122）和接管嘴（1216）。本发明通过将盘的型面曲线设计为为椭圆特性曲线，使减压阀在工作状态下可以获得线性或接近线性的调节特性；同时，本发明的气流对称性好，调节范围宽，全开和全闭时间短，可以完成马赫数范围为5～8的风洞吹风试验任务。
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公开(公告)号：CN111006840B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN201911204248.9
申请日：2019-11-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 一种高超声速风洞真空压力进气调压方法，实现了单级调压阀下的中压进气调节系统实现宽范围高精度压力调节控制，压力调节速度快，降低了进气系统设计的复杂性和调压阀的设计难度，提高了单级调压阀工作使用的灵活性，解决了传统风洞系统真空压力进气调压方法调压精度较差、无法获得目标试验参数状态、压力调节速度慢、进气系统复杂性设计难度高的问题，方法流程清晰，调压系统结构稳定。
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公开(公告)号：CN105651482B
公开(公告)日：2018-09-18
申请号：CN201511017725.2
申请日：2015-12-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/02
摘要： 本发明公开了一种高超声速风洞用切断阀和总调压阀的控制系统，其中切断阀和总调压阀依次设置在高压主进气管路上，所述控制系统包括驱动管路系统和电气控制系统。驱动管路系统包括气体管路和液压管路，气体管路连接所述高压主进气管路引取高压气并驱动切断阀和总调压阀的联动开启或者关闭，液压管路连通所述总调压阀的油腔通过调节油腔压力使总调压阀阀后压力保持稳定；电气控制系统利用控制器采集所述气体管路和液压管路上的压力数据，根据预设模式控制驱动管路系统的通断来实现所述切断阀和总调压阀的自动开启或者关闭，还能够实现总调压阀阀后压力调节功能。
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公开(公告)号：CN103115154A
公开(公告)日：2013-05-22
申请号：CN201310028930.3
申请日：2013-01-25
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： F16K1/12 , F16K31/122 , F16K27/02
摘要： 本发明公开了一种用于风洞的液压驱动减压阀，包括：进气口，出气口，阀体（6），关闭活塞（12），调压活塞（5），杆（16），油管嘴（22）和盘座（17）；调压活塞（5）包括活塞体（51），盘（52），垫圈（53），螺母（54），密封环（55、56）和上盖（57）；关闭活塞（12）包括盖（128），内活塞（127），外活塞（126），筒体（122）和接管嘴（1216）。本发明通过将盘的型面曲线设计为为椭圆特性曲线，使减压阀在工作状态下可以获得线性或接近线性的调节特性；同时，本发明的气流对称性好，调节范围宽，全开和全闭时间短，可以完成马赫数范围为5～8的风洞吹风试验任务。
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公开(公告)号：CN102944145A
公开(公告)日：2013-02-27
申请号：CN201210508935.1
申请日：2012-11-30
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明涉及一种轻武器试验用纵横比为180∶1的低速自由射流设备，包括钢架、吊梁、测控系统和68组设备本体。通过测控系统设定68个独立的轴流风机的风速，气流通过加速增压后进入扩散段；扩散段中气流进入下游的等直段，等直段中的阻尼网对气流进行整流后进入收缩段；在收缩段中，气流速度增加，均匀程度进一步增加，达到一定的速度后排入试验舱体，试验舱体内形成一个自由射流区。该装置能够形成横风试验区尺寸比180∶1，风速3m/s～10m/s范围内连续可调，为轻武器试验提供了试验平台。
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公开(公告)号：CN102944145B
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201210508935.1
申请日：2012-11-30
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明涉及一种轻武器试验用纵横比为180∶1的低速自由射流设备，包括钢架、吊梁、测控系统和68组设备本体。通过测控系统设定68个独立的轴流风机的风速，气流通过加速增压后进入扩散段；扩散段中气流进入下游的等直段，等直段中的阻尼网对气流进行整流后进入收缩段；在收缩段中，气流速度增加，均匀程度进一步增加，达到一定的速度后排入试验舱体，试验舱体内形成一个自由射流区。该装置能够形成横风试验区尺寸比180∶1，风速3m/s～10m/s范围内连续可调，为轻武器试验提供了试验平台。
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公开(公告)号：CN103195933B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201310119486.6
申请日：2013-04-08
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开了一种用于风洞的液压驱动调压阀，包括整流罩（1）、直线位移传感器（2）、内壳体（3）、外壳体（4）、液压缸（5）、导向支撑（6）、移动套筒（7）、调压型面（8）、密封圈（9）和导向轴（10）。本发明通过调压型面、气流流通通道以及通过移动套筒在导向轴上滑动来调节通道面积等设计，使调压阀在工作状态下可以获得线性或接近线性的调节特性，气流对称性好，调压范围宽，控制精度高，全开和全闭时间短，阀后压力波动小。
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公开(公告)号：CN207649469U
公开(公告)日：2018-07-24
申请号：CN201721713359.9
申请日：2017-12-11
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本实用新型公开了一种发射试验系统，其包括牵引单元、发射单元、换向单元、一级制动单元和二级制动单元，所述牵引单元和所述发射单元并排设置，所述换向单元设置在所述牵引单元和所述发射单元之间，能够将由所述牵引单元引出的牵引绳换向连接到所述发射单元的运动滑车上，所述一级制动单元设置在所述牵引单元上，能够限制所述牵引单元的运动活塞继续拉动所述牵引绳向后运动，所述二级制动单元设置在所述发射单元上，能够阻止所述运动滑车继续向前滑行。本实用新型能够提高产品试验的可靠性及稳定性，且可精确、可调节地完成不同类型试验产品的试验。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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