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公开(公告)号：CN110196481A
公开(公告)日：2019-09-03
申请号：CN201910409202.4
申请日：2019-05-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 中国科学院西安光学精密机械研究所
IPC: G02B7/183
Abstract: 本发明公开了一种大口径纹影主镜支撑系统，主镜口径在1m量级，主镜及主镜支撑结构直接面临风洞气流冲击扰动、以及较大范围温度变化。采用三点上拉支撑，与吊带支撑相结构的复合支撑方式。吊带支撑采用滑轮导向，两边配重的方式，保证了长期安全稳定工作。二级柔性支撑保证了热应力的有效释放以及对风洞环境下气流冲击起到缓冲作用。在风洞气流扰动环境下，主镜支撑结构能够有效保证主镜的安全可靠实用，保证主镜面形精度要求优于RMS
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公开(公告)号：CN110196481B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN201910409202.4
申请日：2019-05-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 中国科学院西安光学精密机械研究所
IPC: G02B7/183
Abstract: 本发明公开了一种大口径纹影主镜支撑系统，主镜口径在1m量级，主镜及主镜支撑结构直接面临风洞气流冲击扰动、以及较大范围温度变化。采用三点上拉支撑，与吊带支撑相结构的复合支撑方式。吊带支撑采用滑轮导向，两边配重的方式，保证了长期安全稳定工作。二级柔性支撑保证了热应力的有效释放以及对风洞环境下气流冲击起到缓冲作用。在风洞气流扰动环境下，主镜支撑结构能够有效保证主镜的安全可靠实用，保证主镜面形精度要求优于RMS
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公开(公告)号：CN210005778U
公开(公告)日：2020-01-31
申请号：CN201920695975.9
申请日：2019-05-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 中国科学院西安光学精密机械研究所
IPC: G02B7/183
Abstract: 本实用新型公开了一种大口径纹影主镜支撑系统，主镜口径在1m量级，主镜及主镜支撑结构直接面临风洞气流冲击扰动、以及较大范围温度变化。采用三点上拉支撑，与吊带支撑相结构的复合支撑方式。吊带支撑采用滑轮导向，两边配重的方式，保证了长期安全稳定工作。二级柔性支撑保证了热应力的有效释放以及对风洞环境下气流冲击起到缓冲作用。在风洞气流扰动环境下，主镜支撑结构能够有效保证主镜的安全可靠实用，保证主镜面形精度要求优于RMS
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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：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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Patent Agency Ranking
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：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：CN114509234B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210413000.9
申请日：2022-04-20
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: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种用于高超声速风洞混合加热气体喷流供气的柔性管路装置。该柔性管路装置包括顺序连接的柔性软管和硬管及固定装置；柔性软管的中段为软管，两端为法兰；硬管及固定装置包括沿高超声速风洞的攻角机构的机构弯刀迎风面布置的、从下至上延伸的硬管，以及将硬管固定在机构弯刀迎风面的固定装置；硬管的入口端设置有软管转接头，软管转接头的端面上设置有透镜垫，用于与柔性软管的法兰接口密封；硬管的出口端设置有与试验装置的进气管连接的法兰。该柔性管路装置解决了高温高压和变攻角下加热喷流的供气问题，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN111649908B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202010546766.5
申请日：2020-06-16
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: 本发明涉及一种基于小波重构的天平动态特性补偿方法及装置，该方法包括：安装模型、天平和支杆，获取固有频率；在模型的轴向、法向和侧向三个方向分别安装单向加速度计；在无风条件下模拟冲击过程，获取天平和单向加速度计输出的测力信号，分别计算三个方向上的动态特性补偿系数；进行风洞测力试验，冲击模型并获取天平和单向加速度计输出的测力数据；在三个方向上分别对天平和单向加速度计输出的测力数据进行小波分解，以固有频率为滤波截止频率进行高频滤波，并根据对应的动态特性补偿系数对天平输出的测力数据进行动态特性补偿；计算风洞测力试验的气动力。本发明能够对天平信号进行动态特性补偿，提高测力数据的可靠性，且通用性强。
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公开(公告)号：CN112985741A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110177032.9
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: 本发明公开了一种利用压缩空气动力的活塞式风洞特种气体充气方法。该充气方法使用的装置包括活塞式储气罐，活塞式储气罐中间的滑动活塞将活塞式储气罐分为空气腔和特种气体腔。充气时特种气体腔与风洞的固定储气罐连接，空气腔与风洞高压气源连接，开通空气腔和特种气体腔的截止阀，高压气源的空气始终保持较高压力，活塞将全部特种气体缓慢压入固定储气罐中，充气完成后关闭特种气体腔的截止阀，打开空气腔的截止阀，将空气腔中的高压空气放空，高压空气不会产生任何污染气体，特种气体的充气效率接近100％。该充气方法简单、高效、成本低、噪声小，可以快速完成大量特种气体的充气，有效保障了风洞喷流试验的顺利进行。
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