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公开(公告)号：CN111122104B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202010029740.3
申请日：2020-01-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。该试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆支撑的弹体模型和通过高超声速风洞下机构的腹支撑支撑的罩体模型；初始状态时，罩体模型罩在弹体模型的头部，与弹体模型之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型和弹体模型分离并进行相对独立运动；罩体模型采用杆式六分量天平测量罩体模型气动力，罩体模型的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；弹体模型采用杆式六分量天平测量弹体模型气动力；腹支撑连通孔板调压装置。该试验装置解决了两级模型相对姿态、两级模型分离距离调整、喷流模拟、小尺寸天平设计和模型连接等关键技术问题，提高了喷管喷流的稳定性，降低了腹支撑的干扰。
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公开(公告)号：CN110567673B
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN201910855396.0
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法。该方法以用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置为基础，在“冷喷流”模拟方法指导下测量获得体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量，计算获得体轴系下的轴向力分量以及推力作用点相对于五分量推力天平校心的距离，最后通过力的分解与平移，获得斜切喷管的推力方向和推力大小。该风洞试验方法采用风洞试验缩比模型解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。
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公开(公告)号：CN110595729B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN201910851080.4
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置。该装置包括模型装置和喷流装置。该装置综合考虑了试验装置对模型支撑、多喷流供气、驻室结构的要求，供气支杆具备模型支撑和多路喷流供气的功能，驻室具备不同方向不同喷流总压独立供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本发明的风洞试验装置解决了当前风洞试验面临的模型支撑、有限狭小空间内实现多喷流独立模拟等关键技术问题，保证了保护罩的相似性，且未引入额外的难以修正的干扰，获得了多路反推喷流与来流相互作用下可靠的保护罩气动载荷数据。
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公开(公告)号：CN110793746B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN201910850786.9
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。该风洞试验装置包括斜切喷管、调压转接头、五分量推力天平、通气支杆、喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈、天平进气端密封垫圈和定位销钉；调压转接头为正方体，调压转接头的上方具有斜切喷管安装接口，侧方具有五分量推力天平安装接口，下方具有压力监测传感器安装接口。五分量推力天平的出气端固定在调压转接头上，五分量推力天平的进气端通过螺钉固定在通气支杆上。该风洞试验装置能够测量获得斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。
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公开(公告)号：CN111122104A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN202010029740.3
申请日：2020-01-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。该试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆支撑的弹体模型和通过高超声速风洞下机构的腹支撑支撑的罩体模型；初始状态时，罩体模型罩在弹体模型的头部，与弹体模型之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型和弹体模型分离并进行相对独立运动；罩体模型采用杆式六分量天平测量罩体模型气动力，罩体模型的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；弹体模型采用杆式六分量天平测量弹体模型气动力；腹支撑连通孔板调压装置。该试验装置解决了两级模型相对姿态、两级模型分离距离调整、喷流模拟、小尺寸天平设计和模型连接等关键技术问题，提高了喷管喷流的稳定性，降低了腹支撑的干扰。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110567673A
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201910855396.0
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法。该方法以用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置为基础，在“冷喷流”模拟方法指导下测量获得体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量，计算获得体轴系下的轴向力分量以及推力作用点相对于五分量推力天平校心的距离，最后通过力的分解与平移，获得斜切喷管的推力方向和推力大小。该风洞试验方法采用风洞试验缩比模型解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。
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公开(公告)号：CN110793746A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910850786.9
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。该风洞试验装置包括斜切喷管、调压转接头、五分量推力天平、通气支杆、喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈、天平进气端密封垫圈和定位销钉；调压转接头为正方体，调压转接头的上方具有斜切喷管安装接口，侧方具有五分量推力天平安装接口，下方具有压力监测传感器安装接口。五分量推力天平的出气端固定在调压转接头上，五分量推力天平的进气端通过螺钉固定在通气支杆上。该风洞试验装置能够测量获得斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。
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公开(公告)号：CN110595729A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910851080.4
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置。该装置包括模型装置和喷流装置。该装置综合考虑了试验装置对模型支撑、多喷流供气、驻室结构的要求，供气支杆具备模型支撑和多路喷流供气的功能，驻室具备不同方向不同喷流总压独立供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本发明的风洞试验装置解决了当前风洞试验面临的模型支撑、有限狭小空间内实现多喷流独立模拟等关键技术问题，保证了保护罩的相似性，且未引入额外的难以修正的干扰，获得了多路反推喷流与来流相互作用下可靠的保护罩气动载荷数据。
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公开(公告)号：CN211178915U
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN202020057689.2
申请日：2020-01-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本实用新型公开了一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。该试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆支撑的弹体模型和通过高超声速风洞下机构的腹支撑支撑的罩体模型；初始状态时，罩体模型罩在弹体模型的头部，与弹体模型之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型和弹体模型分离并进行相对独立运动；罩体模型采用杆式六分量天平测量罩体模型气动力，罩体模型的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；弹体模型采用杆式六分量天平测量弹体模型气动力；腹支撑连通孔板调压装置。该试验装置解决了两级模型相对姿态、两级模型分离距离调整、喷流模拟、小尺寸天平设计和模型连接等关键技术问题，提高了喷管喷流的稳定性，降低了腹支撑的干扰。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN210375614U
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201921496516.4
申请日：2019-09-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本实用新型公开了一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置。该装置包括模型装置和喷流装置。该装置综合考虑了试验装置对模型支撑、多喷流供气、驻室结构的要求，供气支杆具备模型支撑和多路喷流供气的功能，驻室具备不同方向不同喷流总压独立供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本实用新型的风洞试验装置解决了当前风洞试验面临的模型支撑、有限狭小空间内实现多喷流独立模拟等关键技术问题，保证了保护罩的相似性，且未引入额外的难以修正的干扰，获得了多路反推喷流与来流相互作用下可靠的保护罩气动载荷数据。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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