公开(公告)号：CN108760221A

公开(公告)日：2018-11-06

申请号：CN201810549573.8

申请日：2018-05-31

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 陈凯 ,  王庆伟 ,  王磊 ,  宋月娥

IPC: G01M9/04

Abstract: 本发明提供了一种风洞试验导流装置，该装置包括基座、导流组件、角度调整件和校测组件，待考核试验件设置在导流组件上，导流组件用于将风洞出风口处的气流平滑过渡到待考核试验件的表面，角度调整件用于调整待考核试验件的攻角以匹配设定的待考核试验件的热环境状态，校测组件用于测量待考核试验件所处的热环境状态以对待考核试验件的热环境状态进行校准，当校测组件所测量的热环境状态与设定的热环境状态不同时，风洞试验导流装置通过角度调整件调整待考核试验件的攻角以达到设定的待考核试验件的热环境状态。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法单独考核某一段舱体的技术问题。

公开(公告)号：CN110411707A

公开(公告)日：2019-11-05

申请号：CN201910669217.4

申请日：2019-07-24

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 王磊 ,  汤继斌 ,  戴悟叶 ,  黄俊森 ,  卢志毅 ,  李超

IPC: G01M9/08 ,  G01M9/06

Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法。该方法包括：利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1；根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据。由此，解决了地面风洞试验存在各类支撑干扰误差、飞行试验难以获得干扰量数据的问题。

公开(公告)号：CN109900486A

公开(公告)日：2019-06-18

申请号：CN201910159506.X

申请日：2019-03-04

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 王磊 ,  汤继斌 ,  王立宁 ,  赵凌波 ,  卢志毅 ,  龙双丽

IPC: G01M15/14

Abstract: 本发明提出了一种带飞飞行器热态气动性能获取方法，基于界面划分的思想，将整个带飞飞行器界面划分为发动机界面和气动界面，以带飞飞行器冷态气动性能数据叠加上发动机界面冷热态差和气动界面的冷热态差作为带飞飞行器热态气动性能，解决了目前试验难以获取热态性能的难题。同时由风洞试验数据作为基准量保证了数据准确性，同时由CFD计算获取发动机界面和气动界面冷热态差而不是绝对量，避免了CFD计算与试验之间的系统偏差，保证了数据准确性。

公开(公告)号：CN108827588A

公开(公告)日：2018-11-16

申请号：CN201810789509.7

申请日：2018-07-18

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 王磊 ,  王济康 ,  朱国祥 ,  关成启

IPC: G01M9/06

Abstract: 本发明涉及流场模拟技术领域，公开了一种火箭撬设计方法及火箭撬。其中，该方法包括：在火箭撬的火箭橇试验台上设置喷管；根据试验任务需求确定所述喷管的出口马赫数Ma1和动压Q1；根据所述出口马赫数Ma1和所述动压Q1计算所述喷管的入口马赫数Ma0；根据所述入口马赫数Ma0和所述出口马赫数Ma1确定所述喷管的喷管型线；对所确定的喷管型线进行数值模拟计算，并根据计算结果判断所述喷管的起动能力；根据判断结果确定是否设置喷管起动辅助部件。由此，可以设计得到一种基于火箭撬的能够覆盖亚、跨、超、高超声速的宽速域高动压气动试验平台，能够实现宽速域宽动压均匀流场的地面模拟能力。