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公开(公告)号：CN115077853B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202211009338.4
申请日：2022-08-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于风洞实验测试装置技术领域，公开了一种用于风洞喷流实验的六分量天平及其应用方式。该六分量天平整体为管式结构，前段为与模型发动机喷管固定连接的喷管连接法兰，中段为测量段，后段为与供气管路固定连接的供气管路连接法兰，六分量天平的中心轴线上开有通孔，通孔为喷流介质气体的供气管路；测量段设置有阻力元应变腔，阻力元应变腔内设置有阻力应变梁。应用方式包括中置阻力元应变腔六分量天平和前置阻力元应变腔六分量天平。该六分量天平采用阻力元应变腔来解决喷流供气管路传力和模型阻力难以测量的难题，校准方法和过程比较简单，天平尺寸小、通用性强，可以广泛应用于飞行器风洞喷流实验。
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公开(公告)号：CN112945507B
公开(公告)日：2023-05-19
申请号：CN202110146925.7
申请日：2021-02-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
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公开(公告)号：CN114235321A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202210174044.0
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。该实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段、与风洞实验段入口连接的稳定段、具有非传力供气桥作用的喷管过渡段、位于高超声速风洞实验段的待测实验喷管，待测实验喷管的后端安装有燃气舵，燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场。该实验装置利用高超声速风洞模拟发动机喷流，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。
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公开(公告)号：CN112171628B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202011037067.4
申请日：2020-09-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高速风洞固块喷管更换装置。该更换装置包括位于水平面Ⅰ上的试验轨道和存放轨道，以及位于低于水平面Ⅰ的水平面Ⅱ上的垂直于试验轨道和存放轨道的过渡轨道；过渡轨道上安装有过渡平台，过渡平台的下表面安装有装卡在过渡轨道上的滚轮Ⅰ，过渡平台的上表面安装有宽度为W、位于水平面Ⅰ的衔接轨道；存放架通过底部的滚轮Ⅱ装卡在过渡轨道上；喷管箱放置在在存放架上，喷管箱内安装有喷管；喷管箱与喷管一一对应；试验轨道上顺序排列有待用的系列喷管箱；存放轨道上顺序排列有备用的系列喷管箱。该更换装置结构简单可靠，更换便捷，提升了固块喷管更换质量和效率，减小了工作人员的劳动强度。
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公开(公告)号：CN115148179B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202210824418.9
申请日：2022-07-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G10K11/168 , G10K11/178 , G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种气流消音装置设计方法及高超声速风洞气流消音装置，涉及噪声处理领域，包括：通过将声压的时域问题转换为频域问题，以得到相应的控制方程；根据加权残量法的系统方程推导方法，代入控制方程及其边界条件，推导得到声场仿真的系统方程；将系统方程应用于仿真软件的声学模块中，对风洞的环境温度、压强进行设置，并将风洞中纵截面作为气流消音面进行网格划分，声学模块基于有限元算法对各网格上的声压分别进行计算，并基于声压选择与各网格相对应的消音模块。本发明公开一种气流消音装置设计方法及高超声速风洞气流消音装置，以保证其设计的气流消音装置满足实际场景的应用需要。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116757002B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202311041280.6
申请日：2023-08-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G01M9/00 , G06F119/08
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法。该温度效应抑制方法包括分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验。该抑制方法包括多种防护措施，涉及天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正。该抑制方法简单，实施容易，结果准确，效果良好，安全可靠，不会对试验模型和高超声速风洞产生不利影响。不仅能够用于高超声速风洞试验数据精准度的提升，对于低温风洞试验、极端温度环境下的热防护同样具有借鉴价值。
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公开(公告)号：CN115148179A
公开(公告)日：2022-10-04
申请号：CN202210824418.9
申请日：2022-07-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G10K11/168 , G10K11/178 , G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种气流消音装置设计方法及高超声速风洞气流消音装置，涉及噪声处理领域，包括：通过将声压的时域问题转换为频域问题，以得到相应的控制方程；根据加权残量法的系统方程推导方法，代入控制方程及其边界条件，推导得到声场仿真的系统方程；将系统方程应用于仿真软件的声学模块中，对风洞的环境温度、压强进行设置，并将风洞中纵截面作为气流消音面进行网格划分，声学模块基于有限元算法对各网格上的声压分别进行计算，并基于声压选择与各网格相对应的消音模块。本发明公开一种气流消音装置设计方法及高超声速风洞气流消音装置，以保证其设计的气流消音装置满足实际场景的应用需要。
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公开(公告)号：CN116757002A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311041280.6
申请日：2023-08-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/20 , G01M9/00 , G06F119/08
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法。该温度效应抑制方法包括分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验。该抑制方法包括多种防护措施，涉及天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正。该抑制方法简单，实施容易，结果准确，效果良好，安全可靠，不会对试验模型和高超声速风洞产生不利影响。不仅能够用于高超声速风洞试验数据精准度的提升，对于低温风洞试验、极端温度环境下的热防护同样具有借鉴价值。
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公开(公告)号：CN115077853A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202211009338.4
申请日：2022-08-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于风洞实验测试装置技术领域，公开了一种用于风洞喷流实验的六分量天平及其应用方式。该六分量天平整体为管式结构，前段为与模型发动机喷管固定连接的喷管连接法兰，中段为测量段，后段为与供气管路固定连接的供气管路连接法兰，六分量天平的中心轴线上开有通孔，通孔为喷流介质气体的供气管路；测量段设置有阻力元应变腔，阻力元应变腔内设置有阻力应变梁。应用方式包括中置阻力元应变腔六分量天平和前置阻力元应变腔六分量天平。该六分量天平采用阻力元应变腔来解决喷流供气管路传力和模型阻力难以测量的难题，校准方法和过程比较简单，天平尺寸小、通用性强，可以广泛应用于飞行器风洞喷流实验。
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公开(公告)号：CN114235321B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202210174044.0
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。该实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段、与风洞实验段入口连接的稳定段、具有非传力供气桥作用的喷管过渡段、位于高超声速风洞实验段的待测实验喷管，待测实验喷管的后端安装有燃气舵，燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场。该实验装置利用高超声速风洞模拟发动机喷流，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。
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