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公开(公告)号：CN119124548A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411310681.1
申请日：2024-09-20
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: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法。本发明的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法包括确定需要模拟的动导数；采用数值强迫振荡法计算干扰流场下的动导数；设计制作试验装置；安装试验装置；启动分离体模型喷流模拟装置；启动风洞，进行双体捕获轨迹风洞试验；分析和处理双体捕获轨迹风洞试验数据。本发明的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，在精度较高的捕获轨迹试验过程中耦合以关键动导数为表征参数的动态特性影响量，从而获得与真实分离过程更为接近的双体动态气动特性及分离轨迹，提高了试验模拟精准度，具有工程实用价值。
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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：CN115931281B
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202310022554.0
申请日：2023-01-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明属于高超声速风洞设备领域，公开了一种用于高雷诺数高超声速风洞的气体活塞式加热器气动布局。气体活塞式加热器气动布局包括从下至上依次连通的冷罐和加热器缸体，加热器缸体外环绕发热元件；冷罐的内部空腔为冷腔，加热器缸体的内部空腔为热腔；冷罐的底面开有冷气入口，冷气入口直径远小于冷腔的内径；冷罐的顶面开有连通热腔的冷气出口，在冷气出口设置有导流台；加热器缸体的顶面开有热气出口。气体活塞式加热器气动布局采用冷气驱动热气的气体活塞驱动运行方式，能够确保热气出口的热气压力、温度恒定，同时可以充分利用热腔内部的超高压超高温热气，使得高雷诺数高超声速风洞有效运行时间延长，可达1秒至数十秒。
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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：CN117268689A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311221038.7
申请日：2023-09-21
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: 发明属于风洞试验技术领域，公开了一种捕获轨迹风洞试验的碰撞保护方法。该碰撞保护方法的撞前保护程序通过检测历史碰撞信息能够对未来轨迹进行碰撞预警。该碰撞保护方法将碰撞区域分为天平前区域与天平后区域两个区域，天平前区域发生的碰撞可以由天平直接检测到。天平后区域发生的碰撞，则需要建立滤波后的CTS系统支撑装置的观测器模型对各关节进行实时遍历检测，能够检测到碰撞发生的位置和方向；在检测到碰撞信息后，记录碰撞信息并反馈给撞前保护程序，同时进行安全响应，控制模型按照响应策略进行移动，离开碰撞状态。该碰撞保护方法不需要添加额外的传感器，成本低，具有更高的安全性和可靠性，误警率低，能够检测到未知障碍物。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112945515B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110136926.3
申请日：2021-02-01
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: 本发明公开了一种风洞试验模型腹支撑干扰预测方法。本发明的风洞试验模型腹支撑干扰预测方法通过网格化的单个模型腹支撑和尾支撑风洞测力试验数据，获得腹支撑试验干扰量；通过不同模型姿态角和腹支撑几何参数的CFD计算数据，获得腹支撑计算干扰量；随后，采用风洞测力试验数据对腹支撑计算干扰量进行修正；最后，以修正后的干扰量建立不同模型姿态和腹支撑几何参数的六分量气动力系数的腹支撑干扰数学模型。本发明的风洞试验模型腹支撑干扰预测方法具有较高实效性，解决了风洞试验模型的腹支撑干扰预测问题。
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公开(公告)号：CN112964450B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202110178329.7
申请日：2021-02-07
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风洞多体分离试验模型轨迹预测方法。该预测方法利用多体分离风洞网格测力试验数据，建立多体分离试验模型不同相对位置和姿态下六分量气动力系数的Kriging数学模型，结合刚体六自由度运动方程求解运动轨迹。将分离轨迹按照时间划分为多个时刻，根据数学模型预测初始时刻的气动力，根据初始时刻的模型位姿结合运动方程解算下一时刻的模型姿态，根据模型姿态继续预测该下一时刻的模型姿态下的气动力。循环执行获得多体分离试验模型的分离轨迹。该预测方法简单、高效，不受CTS机构限制，解决了CTS机构设备的多体模型的轨迹预测问题，避免了CTS机构行程、时间、碰撞等问题和风险，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN112964450A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110178329.7
申请日：2021-02-07
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风洞多体分离试验模型轨迹预测方法。该预测方法利用多体分离风洞网格测力试验数据，建立多体分离试验模型不同相对位置和姿态下六分量气动力系数的Kriging数学模型，结合刚体六自由度运动方程求解运动轨迹。将分离轨迹按照时间划分为多个时刻，根据数学模型预测初始时刻的气动力，根据初始时刻的模型位姿结合运动方程解算下一时刻的模型姿态，根据模型姿态继续预测该下一时刻的模型姿态下的气动力。循环执行获得多体分离试验模型的分离轨迹。该预测方法简单、高效，不受CTS机构限制，解决了CTS机构设备的多体模型的轨迹预测问题，避免了CTS机构行程、时间、碰撞等问题和风险，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN111693245A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010579046.9
申请日：2020-06-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 重庆大学
Abstract: 本发明公开了一种连续在轨联动轨迹捕获实验的非解耦运动分配方法。该方法通过采集主体模型和分离体模型的当前位姿，给出风洞坐标系、模型质心坐标系、解耦点坐标系之间的齐次转换矩阵，获得主体模型和分离体模型的下一时间步长位姿，再计算X、Y、Z向相对位置变化距离；按行程余量比重分配主体机构和分离体机构的非解耦运动；控制主体和分离体机构完成X、Y、Z向的非解耦运动以及各自角度运动，到达主体模型和分离体模型的下一时间步长位姿。该方法能够避免主体机构和分离体机构同向运动，提高实验空间的利用率，获得更长的实验时间和更多捕获的轨迹点位数量，提高主体机构和分离体机构的使用寿命，具有计算简单快速，运行高效可靠的优点。
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公开(公告)号：CN119124549A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411310682.6
申请日：2024-09-20
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: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种适用于多喷流干扰的双体捕获轨迹风洞试验方法。本发明的适用于多喷流干扰的双体捕获轨迹风洞试验方法包括以下步骤：确定分段接续模拟试验方案；设计制作试验装置；安装试验装置；进行双喷流捕获轨迹风洞试验；进行三喷流捕获轨迹风洞试验；进行单喷流捕获轨迹风洞试验；分析和处理分段试验数据。本发明的适用于多喷流干扰的双体捕获轨迹风洞试验方法在多喷流复杂干扰场景下按喷流开启时间进行分段接续，实现了具有多喷流干扰的双体复杂分离过程的全过程模拟，具有工程实用价值。
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