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公开(公告)号：CN112326185A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011130566.8
申请日：2020-10-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法。该方法在单动模式下将各自由度运动到零位位置，然后将试验模式改为联动模式，向投放机构发布投放指令，Y轴以指定速度向上运动，到达X轴能动位置后，X轴和α轴同时开始运动，Y轴保持运动状态，直至试验模型到达试验位置，并向风洞流场控制系统发送投放到位信号，完成投放过程；再按照预先设计的试验方案进行风洞试验；试验数据采集完毕后，三自由度投放机构以与投放过程相反的运动方式回到各自的零位位置，完成撤收过程。该方法能够满足投放试验对投放机构快速就位的要求，具有运行快速、安全可靠的特点，降低了能源消耗，提高了风洞试验效率。
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公开(公告)号：CN109269436B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201710579945.7
申请日：2017-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空航天风洞试验领域。本发明针对现有技术存在的问题，提供一种检测方法及装置。采用该方法无论超声速风洞二元挠性壁喷管侧壁处于合拢时的工作状态，还是处于打开时的检修状态，均能够实现喷管型面的快速检测，大大缩短了喷管型面检测准备时间，有效地提高了喷管型面检测效率，保证喷管型面测量结果的可靠性。所述基准坐标系建立是在激光跟踪仪架设在喷管出口下游的独立平台上测量喷管上固定的点、线为前提；通过XOY面、XOZ面以及根据喷管出口法兰面构建的平面为交点作为基准坐标系原点，通过该原点建立基准坐标系；并且上下壁板侧边沿空间坐标的测量方式为靶球同时紧贴喷管侧壁以及上下壁板沿轴向移动测量。
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公开(公告)号：CN106693876B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710113905.3
申请日：2017-02-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B01J19/26
Abstract: 本发明涉及一种超声速喷管，其由环状收缩扩张喷管、被引射加料管、加速管、靶头构成，利用环状收缩扩张喷管的超声速气流将中心加料圆管的低速气流在加速管中引射加速至超声速状态，使物料颗粒跟随气流得到足够的动能并聚集在气流中心，聚焦式的碰撞到下游的固定靶头，从而解决了高速气流固相反应中遇到的加料困难、物料颗粒动能低和碰撞反应效率低的问题。
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公开(公告)号：CN110132528A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910568684.8
申请日：2019-06-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种暂冲式超声速风洞音爆测量试验装置及测定方法，目的在于克服在采用暂冲式超声速风洞进行音爆测量试验，现有利用探针开展音爆测量试验时试验结果准确性不高的问题。该暂冲式超声速风洞音爆测量试验装置包括第一风洞试验段壁板、第二风洞试验段壁板、测量探针、测量探针连接装置、模型连接装置、参考探针、参考探针固定装置等。采用本申请的装置，能够有效的保护模型、测量探针及其支撑装置在超声速风洞启动/关车阶段不会因承受大的冲击载荷而发生变形，保护小量程差压传感器不被损坏。同时，采用本发明能够在保持试验整体布局不变的前提下，以模型移动和测量探针移动两种方式开展音爆测量试验，从而有效提高音爆测量结果的准确性。
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公开(公告)号：CN109269436A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201710579945.7
申请日：2017-07-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及航空航天风洞试验领域。本发明针对现有技术存在的问题，提供一种检测方法及装置。采用该方法无论超声速风洞二元挠性壁喷管侧壁处于合拢时的工作状态，还是处于打开时的检修状态，均能够实现喷管型面的快速检测，大大缩短了喷管型面检测准备时间，有效地提高了喷管型面检测效率，保证喷管型面测量结果的可靠性。所述基准坐标系建立是在激光跟踪仪架设在喷管出口下游的独立平台上测量喷管上固定的点、线为前提；通过XOY面、XOZ面以及根据喷管出口法兰面构建的平面为交点作为基准坐标系原点，通过该原点建立基准坐标系；并且上下壁板侧边沿空间坐标的测量方式为靶球同时紧贴喷管侧壁以及上下壁板沿轴向移动测量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106644361B
公开(公告)日：2018-12-28
申请号：CN201610866381.0
申请日：2016-09-30
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: 本发明公开了一种测量跨声速风洞试验段空间流场对称性的简易方法，利用锥柱体模型具有刚度大、测压稳定、可承载高马赫数试验的特点，使用直接头和转接头安装于风洞迎角机构，进行若干组空间对称迎角的阶梯测压试验，通过测压数据分析局部空间流场对称性。在进行数据处理时，本发明对在空间对称迎角状态下，锥柱体模型外侧(或内侧)测压面的测压数据进行处理，换算成马赫数和压力恢复系数，进行差量处理，以便通过该差量评价试验段局部空间流场对称性质量。采用本发明能够有效减少启动车次的次数，降低试验成本，便于对试验段局部空间流场对称性进行快速检测和分析。
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公开(公告)号：CN103134657B
公开(公告)日：2015-06-03
申请号：CN201210553558.3
申请日：2012-12-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种挠性壁喷管超声速第一菱形区后部空间速度场优化的方法；目的是解决在挠性壁喷管型面优化试验中，不能直接测量出第一菱形区后段核心流马赫数分布，无法对与其对应的空间速度场分布进行优化的问题；具体方案如下：结合风洞空间速度场分布测量结果，利用超声速流场中弱扰动波沿马赫波方向传播的规律，将干扰波系对空间速度场的影响叠加到核心流上，构造出第一菱形区完整的核心流马赫数分布曲线，利用喷管型面优化中相邻撑杆单位影响曲线间的规律，构造出第一菱形区内各参与优化的撑杆完整的单位影响曲线，再利用实验影响法对喷管型面进行优化，进而实现风洞第一菱形区后段空间速度场分布的优化。
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公开(公告)号：CN103134657A
公开(公告)日：2013-06-05
申请号：CN201210553558.3
申请日：2012-12-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种挠性壁喷管超声速第一菱形区后部空间速度场优化的方法；目的是解决在挠性壁喷管型面优化试验中，不能直接测量出第一菱形区后段核心流马赫数分布，无法对与其对应的空间速度场分布进行优化的问题；具体方案如下：结合风洞空间速度场分布测量结果，利用超声速流场中弱扰动波沿马赫波方向传播的规律，将干扰波系对空间速度场的影响叠加到核心流上，构造出第一菱形区完整的核心流马赫数分布曲线，利用喷管型面优化中相邻撑杆单位影响曲线间的规律，构造出第一菱形区内各参与优化的撑杆完整的单位影响曲线，再利用实验影响法对喷管型面进行优化，进而实现风洞第一菱形区后段空间速度场分布的优化。
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公开(公告)号：CN119437628A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202510046902.7
申请日：2025-01-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及风洞试验领域，提供了一种引射缝随动调节机构、流场控制方法及系统，该机构包括位于流场两侧的试验段透气壁板与试验段实壁板形成的引射缝以及位于流场中部的旋转中心与弯刀机构；还包括伺服运动机构，分别与流场两侧的试验段实壁板连接，用于带动试验段实壁板以控制引射缝的开度。在试验过程中，根据弯刀机构偏转形成的侧滑角，调节流场两侧的引射缝开度。本发明提出可实现模型侧滑角的连续运动的驱动机构，侧滑角的运动与攻角运动完全解耦，互不影响；通过引入伺服运动机构根据侧滑角动态调整引射缝开度，可以尽可能减小弯刀机构两侧流通面积的差异，从而降低左右流场不对称性，减小气流横向偏角，更好地降低支架干扰。
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公开(公告)号：CN117686176A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202410158137.3
申请日：2024-02-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种暂冲式超声速风洞颤振试验装置及方法。该装置包括风洞下壁板，风洞下壁板的外侧设有下驻室，风洞下壁板上开设有与下驻室相对的开口，下驻室内设有三自由度机构，三自由度机构上设有模型主体，模型主体上设有模型，三自由度机构能够实现模型沿风洞气流方向、垂直气流的方向以及俯仰角的变化调整。该方法基于三自由度机构控制模型主体以及模型的试验过程。本发明的有益效果：模型主体和模型变俯仰角功能实现简便，不需要设计复杂的装置和控制系统，可操作性提升；降低了试验方案设计难度，能够有效满足试验安全要求，确保颤振试验实施；风洞启动前模型主体及模型处于下驻室内，流场建立不会受到试验件堵塞度影响。
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