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公开(公告)号：CN111122102B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202010016586.6
申请日：2020-01-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞双罩体静态抛罩尾撑测力试验装置。该试验装置包括顺气流方向从前至后顺序连接的半罩体模型测量装置和弹体模型测量装置，半罩体模型测量装置和弹体模型测量装置共用尾支杆；半罩体模型测量装置有2个，半罩体天平为杆式天平，2个半罩体天平分别与半罩体天平转接头前端的上下对称的2个接口连接，半罩体天平转接头安装在尾支杆的前部；弹体模型测量装置的弹体环式天平安装在2个半罩体天平后方的尾支杆的法兰接口上。该试验装置综合考虑了多种影响因素，给出了高超声速飞行器抛罩分离气动特性试验的解决方案，是一种具有高可靠性、易更换模型状态的高超声速风洞双罩体静态抛罩尾撑测力试验装置。
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公开(公告)号：CN110595731B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN201911062051.6
申请日：2019-11-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞并联式分离模型相对位置连续调节装置。该调节装置的模型X方向相对位置调节装置水平放置，前端与二级试验模型的尾端固定连接，后端与高超声速风洞的尾支撑机构固定连接；模型Y方向相对位置调节装置竖直放置，上端与一级试验模型下方的腹支撑接口固定连接，下端与高超声速风洞的腹支撑机构固定连接；Y方向锁紧及辅助调节装置竖直放置，固定在模型Y方向相对位置调节装置的背风面，进行Y方向锁紧及辅助调节。该调节装置结构简单，加工成本低，容易更换试验模型状态，降低了现场人员的劳动强度，提高了试验效率，避免了加工安装误差导致的误差，提高了重复性精度，还可在调节范围内临时增加试验状态。
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公开(公告)号：CN107860554B
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN201711274449.7
申请日：2017-12-06
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中尾喷流试验一体化模型装置及试验方法，一体化模型装置包括模型外形，喉道段，背支板，天平，天平转接件组成。其中模型外形包括模型头部，模型主体，腹部盖板，背部盖板；该外形采用背部支撑，其背部朝下，腹部朝上，使用尾喷流喷管供气的装置，确定了尾喷流试验模型结构，喉道段和尾喷管段的安装方式，二者之间距离调整方法。采用本发明的尾喷流试验一体化模型装置进行尾喷流试验，针对尾喷流特点，提供尾喷流的模型安装、试验方法，在保证喉道段与尾喷管段密封的前提下，顺利为尾喷管段供气；同时，保证喉道段和尾喷管不干涉，可以有效地供气和密封，不会影响测量结果，确保试验有效进行。
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公开(公告)号：CN109250149B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN201811119225.3
申请日：2018-09-26
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: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置,包括模型装置和喷流装置。该装置基于一体化设计思想，综合考虑了试验装置对模型支撑、喷流供气、分离距离调整和保证级间区域外形相似的要求，所设计的修形后的飞行器前体具备模型支撑、喷流供气和分离距离调整的功能，且保证了级间区域外形的相似性，所设计的供气转接杆具备模型支撑和喷流供气的功能，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试验面临的模型支撑、分离距离调整、反推喷流模拟等关键技术问题，保证了整流罩的相似性，未引入额外的难以修正的干扰，获得了反推喷流与来流相互作用下可靠的整流罩气动载荷数据。
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公开(公告)号：CN114018528B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202111316807.2
申请日：2021-11-09
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: 本发明公开了一种壁面温度对通气飞行器气动特性影响的风洞试验研究方法。该风洞研究方法，在高超声速风洞依次开展通气模型固定攻角长时间测温试验、测压试验和测力试验，综合分析壁面温度对通气模型气动特性的影响，将试验结果拓展应用于飞行器气动性能评估工作。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN111122101A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN202010016584.7
申请日：2020-01-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞双罩体静态抛罩背撑测力试验装置。该装置包括一个弹体模型和在弹体模型的上方、下方对称分布的两个半罩体模型、两套半罩角调节装置、两套Y向级间距调节装置。本发明的高超声速风洞双罩体静态抛罩背撑测力试验装置与Y向级间距调节装置采用一体化设计，利用半罩角调节装置的内部空间安装半罩体天平，解决了半罩体天平的支撑和防护问题，提高了装置的刚度和强度，减少了支撑部件，实现了高超声速风洞双罩体与弹体分离静态测力，实现了半罩体模型的半罩角的调节和弹体模型和半罩体模型之间的距离调节。
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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：CN105784316B
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201610308359.4
申请日：2016-05-11
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: 本发明提供了一种用于高超声速风洞多体分离试验的高刚度嵌入式装置，所述的装置包括X向、Z向、Y向直线运动和β、α、γ角位移运动。X向、Z向和β运动采用三自由度并联平台实现，Y向、α运动和γ运动采用独立机构实现。三自由度并联平台、Y向机构和α机构通过箱体叠放方式自下而上、由外到内嵌套连接；γ机构通过弯刀与α机构固定连接，单独置于风洞流场。三自由度并联平台包括X向运动的并联基座与Z向运动的并联运动平台，两者之间采用四个旋转滑块组件连接，通过独立控制两组X向、Z向驱动组件可实现X向、Z向和β运动及多自由度耦合运动。本发明结构紧凑，刚性好，空间复用，能够在有限空间内实现高速、高精度、高承载能力的六自由度运动。
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