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公开(公告)号：CN110411702A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910624771.0
申请日：2019-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种结冰风洞防除冰供气系统的高压气源供气管路，该高压气源供气管路的供气流程如下：从高压配气系统引出的高压气源，通过前置过滤器、气动球阀、后置过滤器后，由高压减压调节阀进行一次减压，出口汇入空气缓冲器，空气缓冲器的出气经文丘里流量计、数字阀、三通调节阀后分为两路，一路通过空气加热器，另一路作为冷气旁路，通过冷热气掺混快速调节供气温度，减少加热器热滞对温度控制调节时间的影响，冷热气掺混后形成防除冰试验用加热气流。
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公开(公告)号：CN110411698A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910624760.2
申请日：2019-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种结冰风洞防除冰试验方法，包括如下步骤：1）模型排气针型调节阀冷态标定；2）假拟支路针型调节阀冷态标定；3）管路预热；4）供气压力、流量和温度调节；5）防除冰试验数据采集；6）排气降温。本发明能对试验段内的机翼进行防除冰试验，且操作方便、抗干扰性能好。
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公开(公告)号：CN118518313B
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410987102.0
申请日：2024-07-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种发动机进气道防冰试验控制方法及装置，涉及航空领域，所述试验控制方法应用于发动机进气道防冰试验控制装置，获取旁路供气阀门与模型供气阀门的流通面积关系；关闭模型供气阀门，打开旁路供气阀门，使得旁路供气阀门的流通面积与模型供气阀门的最大流通面积相同，给定固定流量的热气气源；改变云雾参数，此时Ts的值将发生变化，通过流通面积关系同步动态调节旁路供气阀门和模型供气阀门，保证旁路供气阀门和模型供气阀门的流通面积之和等于模型供气阀门全开时的流通面积，使发动机进气道的温度保持在[Ts‑δT,Ts+δT]区间,本发明与现有技术相比，具有温度控制精度高、防冰效果好的优点。
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公开(公告)号：CN118376381B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410817820.3
申请日：2024-06-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种测压耙、进气道压力试验装置及试验方法，测压耙包括耙体和引压管，引压管包括第一引压管和第二引压管，第一引压管和第二引压管布置在耙体上；第一引压管和第二引压管的一端用于连通到进气道的外界来流方向，通过中空管道到另一端，另一端连通到测压阀，以实现对来流的压力测量；第一引压管包括多个，沿测压耙的最外向圆周周向布置；第二引压管包括多个周向布置的引压管组，每个引压管组包括多个第二引压管，且每个引压管组所包括的多个第二引压管均沿周向布置。与现有技术相比，可以在结冰风洞试验中得到更准确静压和总压，从而可以得到更准确的总压恢复系数，提高进气道压力试验测量的准确性。
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公开(公告)号：CN118518313A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410987102.0
申请日：2024-07-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种发动机进气道防冰试验控制方法及装置，涉及航空领域，所述试验控制方法应用于发动机进气道防冰试验控制装置，获取旁路供气阀门与模型供气阀门的流通面积关系；关闭模型供气阀门，打开旁路供气阀门，使得旁路供气阀门的流通面积与模型供气阀门的最大流通面积相同，给定固定流量的热气气源；改变云雾参数，此时Ts的值将发生变化，通过流通面积关系同步动态调节旁路供气阀门和模型供气阀门，保证旁路供气阀门和模型供气阀门的流通面积之和等于模型供气阀门全开时的流通面积，使发动机进气道的温度保持在[Ts‑δT,Ts+δT]区间,本发明与现有技术相比，具有温度控制精度高、防冰效果好的优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118376380A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410817805.9
申请日：2024-06-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于三通阀的进气道压力试验装置及试验方法，用于在结冰风洞内对航空器发动机进气道压力进行试验测量，包括测压耙和三通阀，测压耙包括耙体和引压管，引压管包括多个，设置于耙体上；任意一个引压管的一端用于连通到进气道的外界来流方向，通过中空管道到另一端，另一端连通到测压阀，以实现对来流的压力测量；三通阀包括多个，与引压管一一对应；对于任意一个三通阀，其公共端与引压管的另一端连通，常开端连通到测压阀，常闭端连通到气源回路；试验装置还包括控制器，被配置为控制三通阀的工作状态。使得在结冰云雾试验时间段时，在引压管内产生与云雾气流方向相反的高压气体，避免因发生结冰而导致的引压管堵塞。
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公开(公告)号：CN117061859B
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311318420.X
申请日：2023-10-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种结冰风洞试验摄像监视系统及方法。结冰风洞试验段壁面相对两侧均设置有透明的观察窗，且每侧均设置有多个观察窗；观察窗包括第一观察窗、第二观察窗和第三观察窗。其中，至少一侧的第一观察窗外设置有照明装置，作为照明窗；至少一侧的第二观察窗外设置有拍摄装置，作为拍摄窗；至少在拍摄窗对侧的第三观察窗外设置有显示装置，作为显示窗；照明装置用于透过第一观察窗向结冰风洞试验段内照明，拍摄装置用于透过第二观察窗拍摄试验段模型状态变化和显示装置屏面，显示装置用于透过第三观察窗显示当前冰风洞试验段内试验的试验参数。与现有技术相比，试验数据查询简单，查询效率高，且实现简单、成本低的特点。
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公开(公告)号：CN116692015B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310982960.1
申请日：2023-08-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于超声成像的在线冰形测量方法，包括以下步骤：基于超声导波相控阵获取冰体的位置信息；基于超声回波相控阵获取所述冰体的二维超声图像；基于位置信息和二维超声图像，获取所述冰体的三维冰形图像。本发明通过超声导波相控阵和超声回波相控阵可实时获取飞机表面结冰信息，在飞机实际运行环境中，能够为航空组人员实时提供准确的结冰冰体三维图像；另外，由于超声波的特性，本发明可以有效减少实际运行环境下水雾和冰粒对测量的影响。
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公开(公告)号：CN116692015A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310982960.1
申请日：2023-08-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于超声成像的在线冰形测量方法，包括以下步骤：基于超声导波相控阵获取冰体的位置信息；基于超声回波相控阵获取所述冰体的二维超声图像；基于位置信息和二维超声图像，获取所述冰体的三维冰形图像。本发明通过超声导波相控阵和超声回波相控阵可实时获取飞机表面结冰信息，在飞机实际运行环境中，能够为航空组人员实时提供准确的结冰冰体三维图像；另外，由于超声波的特性，本发明可以有效减少实际运行环境下水雾和冰粒对测量的影响。
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公开(公告)号：CN116448376B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310717801.9
申请日：2023-06-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及结冰风洞试验技术领域，具体涉及一种结冰风洞用的喷雾供气系统及调节方法。本申请耙内供气管路包括耙内出气管，进入耙内供气支路的气体不仅可以从耙内供气支路上各个排气孔排出，还可以通过耙内出气管的出气口排出。这样结构设计，能使耙内供气支路末端的气体流量保持在较大值，降低流通支路首端与末端附近的气体流量差，进而降低耙内供气支路首末两端温度差，提高了喷雾均匀性。本申请还通过第三控制阀和第四控制阀的设置，解决了传统方案设置有多组供气单元，切换大/小粒径水滴云雾时响应慢，影响试验效率，且关闭供气未使用到的管道具有被冻结的风险的技术问题。
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