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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：CN107871337B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201610850404.9
申请日：2016-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06T15/00
Abstract: 本发明提供了一种超音速二维流场数据的可视化方法，该方案包括有以下步骤：a、建立流场密度值与RGB颜色的映射关系，通过插值获得网格单元的RGB颜色分布；b、将无量纲密度作为网格点的高度值，得到类似水流自由表面的三维密度场曲面，并计算各网格单元光照强度；c、将每个网格单元的RGB颜色和光照强度相乘，获得最终的颜色分布。该方案能同时扑捉空间变化剧烈的激波结构和变化较平缓的旋涡结构，并且呈现均匀区流场密度分布信息，实现高保真的二维超音速流场显示。
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公开(公告)号：CN108706092B
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201810543823.7
申请日：2018-05-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种锯齿形飞行器武器舱噪声抑制装置，包括设置在武器舱前沿表面的扰流板，所述扰流板包括底面基板和与底面基板连接的扰流片，所述扰流片通过连接点可以绕着底面基板转动，转动后的扰流片与底面基板的夹角为0°～90°之间的任一角度。扰流片横梁上下表面均为锯齿结构，可以大幅度提高对来流的控制效果；扰流片底部的间隙减小了装置在来流法向上的投影面积，从而降低了飞行器的气动阻力；通过改变扰流片与基板间的倾角，保证扰流片的高度与边界层厚度相当，在不同速度条件下均可对下游舱体产生最佳降噪效果。
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公开(公告)号：CN108304645A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810085077.1
申请日：2018-01-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种空腔噪声产生与传播规律的一体化数学建模方法，具体包括以下步骤：步骤S1：建立空腔噪声问题的关键影响参数和空腔噪声问题的表征参数系统；步骤S2：建立并化简空腔可压缩流动控制方程；步骤S3：建立空腔噪声产生及传播的一体化数学建模方程；步骤S4：建立空腔气动声学边界条件，得出空腔气动声学壁面条件和空腔气动声学远场条件的控制方程。本发明的有益效果是：建立空腔噪声产生与传播规律的一体化数学建模方程，能够从根源上保证所建立方程的正确性；有利于抓住空腔噪声产生与传播耦合问题的本质和关键参数，对于空腔噪声研究的实验与数值研究具有积极的指导作用；提高空腔了噪声问题的研究效率；为全面分析空腔噪声产生和传播机制的奠定了理论基础。
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公开(公告)号：CN107917793A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711124000.2
申请日：2017-11-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种实验用多排测压耙装置，安装在待测模型的表面，包括多个具有整流效应的单排测压耙，所述单排测压耙分布安装在待测模型表面的边界层速度型分布相同的区域；相邻的单排测压耙沿待测模型表面展向分布；所述单排测压耙包括总压排管，所述总压排管由一排通气管组成；所述总压排管与待测模型之间设置有分隔块，所述分隔块的高度随单排测压耙的分布呈梯度分布。本发明比传统测压耙实验装置的有效测点间隔更小，从而保证单位长度内测试数据更多，有效提高了边界层测量的空间分辨率；本发明降低了单排测压耙的几何外形对流场的干扰，从而使测试数据更加准确。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107871337A
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201610850404.9
申请日：2016-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06T15/00
Abstract: 本发明提供了一种超音速二维流场数据的可视化方法，该方案包括有以下步骤：a、建立流场密度值与RGB颜色的映射关系，通过插值获得网格单元的RGB颜色分布；b、将无量纲密度作为网格点的高度值，得到类似水流自由表面的三维密度场曲面，并计算各网格单元光照强度；c、将每个网格单元的RGB颜色和光照强度相乘，获得最终的颜色分布。该方案能同时扑捉空间变化剧烈的激波结构和变化较平缓的旋涡结构，并且呈现均匀区流场密度分布信息，实现高保真的二维超音速流场显示。
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公开(公告)号：CN106335642A
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201610854326.X
申请日：2016-09-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，安装在武器舱（11）开口处，包括沿气流方向连接的口小腔大的驻室（2）和设置喷流出口（6）的喷流口盖（4），横截面呈细长矩形的喷流出口（6）位于武器舱（11）前缘。本发明安装在武器舱内部，利用环境气体作为气源，通过向武器舱开口处喷射气流以降低武器舱开启时舱内的噪声强度，既不破坏飞行器气动外形，又不需要额外提供高压气源，使用寿命长、稳定可靠。
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公开(公告)号：CN105936334A
公开(公告)日：2016-09-14
申请号：CN201610394573.6
申请日：2016-06-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C1/38
CPC classification number: B64C1/38
Abstract: 本发明涉及激波控制技术领域，本发明公开了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其具体包括飞行器机翼、设置在飞行器机翼上的减阻针；所述减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为Ｌ型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域。通过在机翼上表面激波区域放置的减阻针与初始较强正激波相互干扰，通过产生的一系列斜激波取代初始正激波来达到减弱波阻的目标。
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公开(公告)号：CN110287643B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN201910616341.4
申请日：2019-07-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及空气动力学、实验流体力学、气动声学和结构动力学交叉领域，公开了空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，运用方程分析法建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件，将有量纲的物理量参数转化成无量纲的物理量参数的相似准则数据集，并基于相似准则数据集进行风洞实验模型设计、来流条件的选取以及风洞实验结果的数据修正。有效的解决现有技术对于空腔流致振动与流致噪声耦合特性问题研究能力的不足；保证风洞实验模拟参数的完备性及实验数据修正方法的有效性、风洞实验模拟精度；有效获得实验结果之间的相互影响规律；能够模拟空腔结构振动的影响，从而提高空腔构型飞行器部件的风洞实验模拟能力。
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公开(公告)号：CN113310655B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202110860693.1
申请日：2021-07-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速风洞的快速响应测温装置和测温方法。该测温装置和测温方法通过在靶体中安装加热元件，提前预热靶体，在高超声速风洞的高温高压快速阀换向后，将热电偶的测温探头突然暴露在高温高压气流中，能够快速准确地测得高温高压气流的温度。该测温装置结构简单、稳定可靠，该测温方法能够缩短靶体与高温高压气流热交换时间，快速、准确测量高温高压气流温度，满足了高超声速风洞高温高压快速阀快速切换后快速测量高温高压气流温度的需求。
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