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公开(公告)号：CN119197978B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411745706.0
申请日：2024-12-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及风洞喷气试验技术领域，特别是涉及一种针对边界层喷气控制转捩试验的喷注装置，包括：安装于风洞内部的试验模型和风洞外部的喷注系统；试验模型上固定驻室和绝压传感器，喷注系统包括储气罐、气源，储气罐通过依次气源管与气源连接；储气罐通过喷气管穿过风洞洞壁连接驻室，储气罐还通过减压管穿过风洞洞壁连通至风洞内部的风洞流场；本发明利用风洞运行前抽真空的过程，排出喷注系统内的余气使其接近真空状态，然后通过可拆卸气源将气体注入储气罐，并随之放气减压至喷注所需滞止压力，相比于直接采用风洞现有的供气系统相比，可以提供接近真空状态2000Pa的超低压气源；实现对喷注压力的精确控制。
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公开(公告)号：CN116573136B
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202310383506.4
申请日：2023-04-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及电动开闭挂载舱及水空两用无人机，该电动开闭挂载舱包括舱门、气囊舱、铰链组件、马达和气囊。气囊舱具有气囊舱主体，铰链组件具有上铰链和下铰链，上铰链附接至气囊舱主体，下铰链附接至舱门，舱门能够通过铰链组件相对于气囊舱主体枢转。马达具有输出轴，输出轴耦接至舱门。气囊设置于气囊舱主体与舱门形成的内腔。其中，马达被构造成气囊膨胀时驱动输出轴转动以带动舱门朝打开方向枢转；气囊收缩时驱动输出轴转动以带动舱门朝闭合方向枢转从而闭合舱门。本发明提供的电动开闭挂载舱，马达的输出轴的转动同步于气囊的膨胀或收缩，马达结合铰链组件能够提高舱门开闭的可靠性。
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公开(公告)号：CN119491783A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202510072897.7
申请日：2025-01-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: F02K7/14 , F02C9/00 , G05B19/042
Abstract: 本发明属于超燃冲压发动机隔离段抽吸控制领域，涉及一种超燃冲压发动机隔离段边界层抽吸控制系统及方法。控制系统包括超燃冲压发动机、模糊控制系统、边界层抽吸系统；模糊控制系统包含壁面压力传感器和设置激波串前缘位置检测算法和模糊控制器的FPGA开发板，边界层抽吸系统包含抽吸箱、抽吸装置和驱动电路，本发明控制器结构简单，算法可靠，利用模糊控制器、壁面压力传感器、激波串前缘位置检测算法实现了超燃冲压发动机隔离段边界层抽吸自适应控制；提出了一个可实际应用的超燃冲压发动机边界层主动抽吸控制系统；所提出的控制系统解决了被动抽吸面临的较高流量损失和抽吸参数固定的问题。
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公开(公告)号：CN119196721B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411731137.4
申请日：2024-11-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明属于旋转爆震发动机技术领域，特别是一种燃料喷孔可拆卸的旋转爆震发动机注油装置及工作方法，注油装置位于隔离段流道和燃烧室流道之间，隔离段流道包括隔离段外环、同心设置于隔离段外环内部的隔离段内环，燃烧室流道包括燃烧室外环、同心设置于燃烧室外环内部的燃烧室内环，注油装置从外到内包括同心设置的注油段外环、注油段内环，所述注油段外环从外到内包括同心设置的外环汇流管和外环注油环，注油段内环从外到内包括同心设置的内环注油环和内环注油腔，本发明通过将燃料喷口加工的注油管端面，并采用接头实现与注油装置其余部件的可拆卸密封连接，加工难度及成本相对更低。
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公开(公告)号：CN119354552A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411931301.6
申请日：2024-12-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明属于超燃冲压发动机控制技术领域，具体是一种超燃冲压发动机地面试验测控系统，包括综合控制器、数据采集器、传感器、电机控制器、电动燃油泵和燃油阀。在超燃冲压发动机地面试验中，根据数据采集器实时测量的发动机温度和压力等发动机状态参数，DSP+FPGA嵌入式架构的综合控制器高速在线运算并对发动机测控系统中的执行器（电动燃油泵和燃油阀）进行实时控制，实现了超燃冲压发动机的点火、熄火、加/减油以及状态监测和故障处理的功能，该测控系统分别采用开关信号与CAN总线方式实现发动机工作过程中与风洞控制系统和飞控调试系统实时可靠信息交互，保障了超燃冲压发动机在地面试验中的稳定可靠工作并充分发挥其性能效益。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119293379A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411834016.2
申请日：2024-12-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 , 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及运动目标被动跟踪技术领域，提供一种基于IMM‑GMF的水下复杂运动目标被动跟踪方法。该方法包括生成k时刻的初始GM粒子，混合交互与预测，对预测GM粒子进行更新和修正，获得k时刻的后验GM粒子，获得k时刻的目标状态估计值#imgabs0#。在生成k时刻的初始GM粒子的步骤中，获取k‑1时刻的N个简单模型的后验GM粒子#imgabs1#作为k时刻的N个模型滤波器的初始GM粒子。该方法中的高斯混合模型将具有复杂运动形式的目标状态转移概率密度用多个高斯项的加权和表示，并通过递推高斯项权重、均值和协方差构成的GM粒子达到滤波估计。
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公开(公告)号：CN119291606A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411834857.3
申请日：2024-12-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 , 西北工业大学
IPC: G01S3/802
Abstract: 本发明涉及水声信号处理技术领域，提供一种矢量水听器阵列信号合成的水下目标精确定向方法，包括：获取与水下目标相关的声源的矢量水听器阵列信号；设计常规波束形成矩阵；使用常规波束形成矩阵对矢量水听器阵列信号做Kronecker乘积运算，从而将矢量水听器阵列信号合成为新矢量信号；以及基于新矢量信号，采用单矢量水听器定向方法获取水下目标的方位信息。本发明通过将常规波束形成矩阵与矢量水听器阵列信号做Kronecker乘积运算将矢量水听器阵列信号合成为新矢量信号，引入了空间处理增益和阵列信号平均运算，由此改善了矢量水听器阵的信噪比及布阵误差和阵元误差的容忍性。
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公开(公告)号：CN119203851A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411687045.0
申请日：2024-11-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于空气动力学和计算流体力学领域，具体涉及一种新型类Menter SST湍流模型及其计算方法。本发明提出的新型类Menter SST湍流模型，通过将Kok TNT#imgabs0#模型与#imgabs1#湍流模型混合获得。计算方法包括计算流场粘性系数，计算混合函数，计算模型常数，计算湍动能和湍流频率，完成迭代计算。本发明提出的新型类Menter SST湍流模型及其计算方法充分发挥了Kok TNT#imgabs2#模型与#imgabs3#湍流模型的优势，在不增加计算量情况下，提升了剪切层、混合层和壁湍流的模拟能力，特别是提升了含有强逆压梯度流动的模拟能力，最终有效提升了空天发动机数值模拟精度与鲁棒性，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN119203850A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411687042.7
申请日：2024-11-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于空气动力学和计算流体力学领域，具体涉及一种改进的类BSL湍流模型及其计算方法。本发明提出的改进的类BSL湍流模型将Menter BSL两方程模型中的Wilcox 1988#imgabs0#模型替换为Kok TNT#imgabs1#模型，并与#imgabs2#结合，获得了新的类BSL湍流模型。计算方法包括计算流场粘性系数，计算混合函数，计算模型常数，计算湍动能和湍流频率，完成迭代计算。本发明的提出的改进的类BSL湍流模型及其计算方法发挥了Kok TNT#imgabs3#模型在壁湍流模拟中的优势，有效解决了传统Menter BSL两方程模型预测分离区偏小的问题，在剪切流动区域预测精度不变的情况下，提高了强逆压梯度流动模拟能力，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN118911838B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411414993.7
申请日：2024-10-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种超高速进气道边界层强制转捩主动喷气控制方法，在吸气式超高速飞行器前体或进气道压缩面上沿垂直流动方向布置一排等间距喷孔，气源经过输送管路从喷孔射出，喷射气体与来流空气相互作用，产生流向涡结构，诱导超高速边界层强制转捩为湍流；控制方法包括确定喷孔安装位置、确定喷射介质、确定喷孔直径、确定喷前总压、确定喷孔间距和喷孔数目，该方法与现有的被动式强制转捩控制方法相比，可以显著拓宽边界层强制转捩控制范围，降低控制措施导致的进气道性能损失，且避免了转捩带与高速气流的直接碰撞，基本不需要额外的热防护设计，对于保障吸气式超高速飞行器宽范围稳定工作具有重要意义。
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