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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：CN106527519B
公开(公告)日：2020-01-14
申请号：CN201611115497.7
申请日：2016-12-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05D16/20
Abstract: 本发明公开一种直流暂冲式超声速风洞的变速压流场控制方法，涉及超声速风洞试验控制领域；其解决了超声速风洞常规控制方法单次车不能进行多阶梯总压控制以及总压上升速率不可控，无法满足超声速颤振试验要求的问题；本发明包括风洞启动充压建立流场，总压稳定调节环节，变总压调节环节，风洞关车环节，根据不同情况采取不同关车策略，最终使风洞安全关车；该控制方法满足颤振试验对超声速风洞变速压流场控制的要求，具有运行可靠、参数给定方便等特点，总压控制超调小、精度高。
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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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公开(公告)号：CN106979852B
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201710181537.6
申请日：2017-03-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于全尺寸内埋武器舱高速风洞试验的流场控制方法，该方案包括有风洞变速压启动阶段、流场稳态调节阶段和风洞变速压关车阶段，采用本方案的流场控制方法能够起到风洞启动/关车阶段总压速率可控、稳态调节阶段流场波动幅度小的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105222979B
公开(公告)日：2017-11-14
申请号：CN201510674072.9
申请日：2015-10-13
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: 本发明公开了一种用于降落伞性能超声速风洞试验伞体保护的装置，包括：设置在风洞侧壁之间的支撑装置、设置在支撑装置上的天平、通过连接装置与天平测试端连接的伞体，风洞的一个侧壁上设置有伞衣收纳装置，伞衣收纳装置穿过风洞侧壁，一端通过管路与高压气源连通，管路上设置有控制阀。本发明解决了现有超声速风洞降落伞性能试验伞体保护手段匮乏的问题。该装置能够有效的保护伞体在超声速风洞启动阶段不被吹破或吹飞，从而保证试验数据的获得，同时也极大的节约试验成本。
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公开(公告)号：CN107064550A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710114615.0
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: G01P5/20
CPC classification number: G01P5/20
Abstract: 本发明提供了一种超声速气流加速低热固相反应流场监测装置，用于获得低温固相反应装置中气相和固相组分的速度。使用DEHS液体材料通过雾化获得直径1微米左右的示踪粒子，对气相流示踪粒子进行光学处理，在DEHS溶剂中适当加入荧光剂进行染色，使其示踪粒子在激光照射下反射光波长发生改变，两台相机如果能分别采集一个特定波长的粒子图像，则能够实现对两种粒子的区分计算。
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公开(公告)号：CN106693876A
公开(公告)日：2017-05-24
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：CN105222979A
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201510674072.9
申请日：2015-10-13
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: 本发明公开了一种用于降落伞性能超声速风洞试验伞体保护的装置，包括：设置在风洞侧壁之间的支撑装置、设置在支撑装置上的天平、通过连接装置与天平测试端连接的伞体，风洞的一个侧壁上设置有伞衣收纳装置，伞衣收纳装置穿过风洞侧壁，一端通过管路与高压气源连通，管路上设置有控制阀。本发明解决了现有超声速风洞降落伞性能试验伞体保护手段匮乏的问题。该装置能够有效的保护伞体在超声速风洞启动阶段不被吹破或吹飞，从而保证试验数据的获得，同时也极大的节约试验成本。
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公开(公告)号：CN104657595A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201510033789.5
申请日：2015-01-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种单颗粒曳力模型系数标定方法，其具体包括以下的步骤：步骤一、采用数值计算方法得到准确的单颗粒运动时间历程变量Ptarget；步骤二、选定系数标定的基础模型，从该基础模型中获取多组设计变量分布aj，使用不同的样本点计算该单颗粒在不同样本点的速度时间历程Vi和阻力时间历程CDi；步骤三、建立响应面模型，并通过优化寻优寻找最小值，获取响应面最佳参数组合；步骤四、以响应面最佳参数组合作为输入开展气固两相流动计算，如果计算轨迹结果与标定的优化目标ΔP之间满足收敛条件，则认为响应面最佳参数组合为最终标定系数组，如不满足收敛条件则将计算出的新结果与原有计算结果合并重新生成新的响应面模型。从而对单颗粒曳力模型进行系数标定。
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