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公开(公告)号：CN119269010A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411826827.8
申请日：2024-12-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种模拟进气流动的飞行器气动特性测量试验装置及试验方法。试验装置的通气模型通过天平波纹管和通气支杆安装在尾撑支架上部，尾撑支架后段和安装平台之间安装有变侧滑角装置，流量计和引射器等测量装置固定在安装平台上，安装平台的后端固定连接风洞的弯刀机构；变侧滑角装置改变通气模型的侧滑角。试验方法包括风洞试验准备；开展风洞试验；试验数据处理。本发明采用“尾撑+托举”的支撑方式，实现了测试系统和支撑系统的完美结合；采用两端带球铰、中空的伸缩套筒，实现了侧滑角偏转所引起气流管路长度和角度变化的补偿，为大型连续式高速风洞进气流动精确模拟提供了解决方案，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN119269009A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411826823.X
申请日：2024-12-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种大型连续式风洞多发进气道试验装置及试验方法。试验装置的斜腹撑支架的前段固定在进气道模型的下腹部，斜腹撑支架和安装平台之间通过变侧滑角装置连接，安装平台的后端固定连接风洞的弯刀机构；变侧滑角装置改变进气道模型的侧滑角；流量计和引射器等测量装置固定在安装平台上。试验方法包括风洞试验准备；开展风洞试验；试验数据处理。试验装置及试验方法采用“斜腹撑+托举”的支撑方式，实现了测试系统和支撑系统的完美结合；采用两端带球铰、中空的伸缩套筒，实现了侧滑角偏转所引起气流管路长度和角度变化的补偿，为大型连续式多发进气道试验提供了解决方案，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN118817234B
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411300686.6
申请日：2024-09-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种气动设备测控系统，涉及低高气动试验系统领域，用以大幅节省试验时调整阀门的时间。系统包括上位机、下位机和现场设备，上位机通过网络交换机与下位机通信，下位机与现场设备相连；上位机根据配置的测控参数，生成测控指令下发给下位机，下位机根据测控指令，对现场设备执行测控试验，现场设备执行的测控试验包括跨声速试验段和超声速试验段；测控参数包括气源压力、目标马赫数、总压和PID参数；下位机对现场设备的马赫数和总压采用预置阀门开度+阀门开度精调的控制调节方式，阀门开度精调，采用误差分段PID控制算法进行控制，并利用PID参数自整定。本发明能够自动、快速调节相应阀门到试验要求位置，大幅节省试验周期。
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公开(公告)号：CN113358327A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110911847.5
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: 本申请公开一种高平尾布局的高速模型平尾“回”形变角装置。其包括立尾和若干变角块对。立尾形成有“回”形连接结构，“回”形连接结构具有第一连接部和第二连接部，第一连接部和第二连接部呈台阶状。变角块包括耳片和“回”形安装结构，“回”形安装结构具有第一安装部和第二安装部，第一安装部和第二安装部呈台阶状且与第一连接部和第二连接部呈嵌合对应，耳片连接于第一安装部。相同变角块对的耳片偏角相同，不同变角块对的耳片偏角不同。立尾被配置为与任一对变角块对可拆卸地配合，变角块对中的两个变角块分别呈嵌合状并可拆卸地连接于立尾的两侧，第一安装部与第一连接部可拆卸地连接，第二安装部与第二连接部可拆卸地连接。
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公开(公告)号：CN113029508A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110311702.1
申请日：2021-03-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 谢艳 , 赵莉 , 蒋鸿 , 魏志 , 尹刚 , 杨振华 , 刘刚 , 王武 , 王瑞波 , 张悦 , 陈星豪 , 乔至远 , 石宇 , 韩俐羽 , 王梦晗 , 覃源远 , 曹宇晴 , 罗章
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞模型底部压力测量的微型组合式压力传感器，包括芯体基座和连接在芯体基座两侧的盖板，连接为一体后的结构为六面形柱体；所述芯体基座上沿着长度方向设置有若干个温度传感器，相互两个温度传感器之间设置有一个压力传感器，沿着芯体基座的高度方向、压力传感器一侧是参考压力端，另一侧是测试压力端；本发明通过在电路中外接温度补偿电阻，以及利用与压力传感器芯片紧邻的温度传感器芯片所测得的各压力传感器芯片的实时温度，对压力传感器测值进行精细化数字温度补偿修正这两种温度补偿方式，降低了风洞试验过程中环境温度变化对压力测量精准度的影响，满足了风洞试验模型底部压力测量的快速精准需求，进而提升了风洞试验的运行效率和数据质量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113028954A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110210717.9
申请日：2021-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及风洞技术领域，尤其涉及风洞测压试验模型测压底孔的垂直度检测装置及检测方法。所述装置为检测销，包括销头和配合段，其中，所述销头为一体式结构，其上部为圆锥体，中部为圆柱体，下部为喇叭口形，并与配合段连接，圆锥体的顶端为检测顶点；配合段为等直圆柱体，用于插入风洞试验模型待检测的测压底孔。本发明的装置简单易行、且具有通用性，测量方法高效便捷，底孔检测过程与全模三坐标检测工作可同步开展；检测灵活，结果可靠，具有很好的推广价值。
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公开(公告)号：CN112556971A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011514334.2
申请日：2020-12-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种跨声速风洞支撑系统干扰区长度的测量方法。该测量方法通过轴向静压探测管测量跨声速风洞试验段的中心轴线的马赫数分布，并与流校结果进行对比，以同一位置马赫数偏差0.005为基准，当同一位置的马赫数偏差超过0.005时，认为此位置受到了支撑系统的干扰，测量此位置到跨声速风洞试验段出口的距离S，S为干扰区长度。该测量方法使用的测量装置结构简单可靠，操作方法便捷，重复性好，具有较强的适应性和较高的应用价值，对提高跨声速风洞试验质量和模型支撑机构的优化设计具有重要的意义。
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公开(公告)号：CN112556970A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011514322.X
申请日：2020-12-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明公开了一种变截面形状高速风洞试验段的过渡型面解算方法。该过渡型面解算方法分别采用三次曲线、双三次曲线、五次曲线设计过渡型面；通过计算机数值模拟，分别得到三次曲线、双三次曲线和五次曲线的过渡型面的长方形截面试验段入口的速度分布云图，评估试验段流场是否满足高速风洞试验要求，排除不符合要求的曲线，保留符合要求的曲线；将符合要求的曲线进行加工工艺评估，确定三次曲线为过渡型面的型线。该过渡型面解算方法适用于改造现有高速风洞，拓展现有高速风洞的试验领域，具有较强的适应性和较高的应用价值。
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公开(公告)号：CN109883644B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201910175232.3
申请日：2019-03-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用，目的在于解决目前国内、外获得孔壁Darcy系数主要通过试验模型的比较测量法获得，但该方法仅能得到特定模型、单一壁板形式的Darcy系数，无法评估模型堵塞变化引起的孔壁附面层改变影响，而且测量结果包含了不同车次、模型带来的偏差，结果准度较低的问题。本发明提供的是一种常规跨声速风洞孔壁Darcy系数测量的试验方法，及其在亚、跨声速开孔风洞中的应用。本发明能获得不同马赫数，不同模型攻角状态的Darcy系数，而孔壁附面层特性、试验运行雷诺数等影响均包含在Darcy系数与模型升力系数的关系之中。该方法适用于马赫数小于0.95的亚、跨声速运行范围，限制条件为模型升力面未发生大面积流动分离。
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公开(公告)号：CN109883644A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201910175232.3
申请日：2019-03-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获得孔壁Darcy系数的试验方法及其应用，目的在于解决目前国内、外获得孔壁Darcy系数主要通过试验模型的比较测量法获得，但该方法仅能得到特定模型、单一壁板形式的Darcy系数，无法评估模型堵塞变化引起的孔壁附面层改变影响，而且测量结果包含了不同车次、模型带来的偏差，结果准度较低的问题。本发明提供的是一种常规跨声速风洞孔壁Darcy系数测量的试验方法，及其在亚、跨声速开孔风洞中的应用。本发明能获得不同马赫数，不同模型攻角状态的Darcy系数，而孔壁附面层特性、试验运行雷诺数等影响均包含在Darcy系数与模型升力系数的关系之中。该方法适用于马赫数小于0.95的亚、跨声速运行范围，限制条件为模型升力面未发生大面积流动分离。
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