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公开(公告)号：CN115436010B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211388072.9
申请日：2022-11-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，公开了一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法。该喷管推力测量试验方法包括以下步骤：设计加工风洞试验模型；进行尾支撑测力风洞试验；进行头部支撑喷管有推力有外流测量试验；进行头部支撑喷管有推力无外流测量试验；进行头部支撑喷管无推力有外流测量试验；计算试验模型在喷流状态下的有效推力特性；计算外流对推力特性的干扰气动特性；计算全机模型带喷流状态气动特性。该喷管推力测量试验方法能够直接测量喷管的“推力‑减‑喷管阻力”数据，提高了数据的真实性和可靠性，有利于降低飞发一体化设计技术风险和研发成本、缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN115436009B
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211388071.4
申请日：2022-11-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，公开了一种后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统。该喷管推力测量试验系统的通气支杆为圆管管体，前端端头封闭并安装整流罩、后端开口；通气支杆的前端周向安装有轴对称排列的通气叶片；通气支杆的后端顺序连接测量段、飞行器后体和喷管；测量段包括从外至内依次套装的环式天平和波纹管；喷管的中心轴线与通气支杆的中心轴线具有喷管偏转角α。该喷管推力测量试验系统在真实模拟机身后体扰流条件下测量喷管受力，可以直接测量喷管的“喷管推力‑减‑喷管阻力”数据，提高了数据的真实性和可靠性，简化后期数据处理过程，有利于降低飞发一体化设计技术风险和研发成本、缩短飞机发动机研制周期。
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公开(公告)号：CN113358320B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202110911765.0
申请日：2021-08-10
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速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。该试验方法使用的试验装置的支杆与外置的高速风洞高压气源连通，支杆上连接喷管，喷管经模型内腔伸出模型前端，模型内腔和模型底部空腔的不同截面上布置有若干测压点；喷管与模型之间具有隔离缝隙，模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值大于等于30。该试验方法取消传统喷流试验中迷宫槽、波纹管等物理密封装置，通过增大模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值，形成准静态的气密封腔，再通过模型内腔压力的实时测量对模型轴向力进行修正，减小了隔离缝隙窜流对试验结果的影响，又避免了大迎角下喷管与模型碰撞，增大了有效试验迎角范围，减小了加工装配难度，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN112742933A
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN202011485414.X
申请日：2020-12-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种电阻带的弯折成型方法，包括以下步骤：固定底板；固定电阻带的一端；加热电阻带的折弯处，插入定位销；将组件盘带扳手定位孔套入定位销；加力使电阻带折弯成型；重复操作使电阻带在第二个定位销处折弯成型，直到成型完毕；电阻带冷却，取下定位销和电阻带。该种方法使得电阻带能够由底板开孔的位置决定了电阻带成“S”型转弯的位置，同时也决定了电阻带每次折弯后的长度，定位销子的中部外径决定了电阻带的折弯半径，通过对电阻带加热后使用盘带扳手进行旋拧，使得电阻带能够快速成型。
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公开(公告)号：CN108443029B
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201810184715.5
申请日：2018-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于喷管的测力系统，通气支杆(8)的出气端与前空气桥(5)可拆卸的连接，前空气桥(5)和通气支杆(8)上均有天平安装锥孔，天平(7)两端分别位于前空气桥(5)和通气支杆(8)的天平安装锥孔内，前空气桥(5)与密封头(3)相连，天平(7)密封于密封头(3)、前空气桥(5)和通气支杆(8)所形成的密闭空间内，壳体(6)位于前空气桥(5)和通气支杆(8)出气端的外侧，且壳体(6)一端与前空气桥(5)可拆卸连接，壳体(6)另一端通过后空气桥(9)与通气支杆(8)相连。本测力系统的测量精准度由原来的2％提升至0.8％。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102867097A
公开(公告)日：2013-01-09
申请号：CN201210361976.2
申请日：2012-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种计及静弹性变形影响的光固化快速成型风洞模型设计方法，针对光固化快速成型风洞模型较薄处（如翼尖、机翼边缘、舵面边缘等）刚度低、易变形等缺陷，采用气动/结构耦合分析方法预测模型结构变形与气动力间的映射关系，通过响应面法搜索模型耦合优化设计气动外形，使得风洞试验中模型变形后的气动外形和需要研究的巡航外形一致，从而获得模型相应的气动力特性，并利用典型的大展弦比飞行器模型验证实例风洞试验结果验证该方法的正确性和可行性。
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公开(公告)号：CN112903235A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110112339.0
申请日：2021-01-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种完全模拟试验状态的推力天平多元校准方法，所述方法包括：实时采集推力天平6个分量电桥信号输出值、天平体温度值及天平内部压力值；将上述实时采集的数值代入预先建立的推力天平校准公式，计算得到对应的3个力载荷和3个力矩载荷；所述推力天平校准公式为推力天平各分量电桥信号与施加在推力天平上的3个力、3个力矩、1个压力及1个温度的关系式，共包含62项系数。本发明的方法能在校准阶段完全模拟推力天平在试验过程中的受载情况，使校准状态与实际使用状态完全一致，避免了模拟校准要素不全或不一致带来的测量误差，提升了该类型天平的精细化测量水平，更能促进风洞试验数据质量的大幅提升。
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公开(公告)号：CN112756445A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011485459.7
申请日：2020-12-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B21D11/07
Abstract: 本发明公开了一种电阻带的专用成型工具，所述第一插孔内插入有第一固定杆，所述第二插孔内插入有第二固定杆，所述底板的顶部前后两侧分别开设有第一底板固定螺纹孔和第二底板固定螺纹孔，所述电阻带呈S形状绕接于定位销的外侧，所述电阻带的两端分别与第一固定杆和第二固定杆固定连接；电阻带成型时，底板开孔的位置决定了电阻带成“S”型转弯的位置，同时也决定了电阻带每次折弯后的长度。定位销的中部外径决定了电阻带的折弯半径。定位销设计为两端较细，中间较粗的尺寸，同时方便了定位于底板开孔、电阻带绕制以及和组件盘带扳手的配合。组件盘带扳手的固定端为定位销的上端，其活动端沿销子旋转时同时挤压电阻带，使得电阻带沿销子折弯。
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公开(公告)号：CN107869498B
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201610847865.0
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: F15D1/00
Abstract: 本发明提供了一种基于干扰运动激波的超音速空腔流动控制方法，该方案为在空腔底部内沿长度方向的1/3L至2/3L区间内设置横向隔板，L为空腔长度，干扰沿空腔底部运动的激波结构；当横向隔板越趋于空腔长度方向1/3L处设置时，空腔底部脉动声压级越高；当横向隔板越趋于空腔长度方向2/3L处设置时，空腔底部脉动声压级越低。该方案通过在空腔底部不同位置安装不同高度的横向隔板，干扰沿空腔底部运动的激波结构，从而影响空腔内的非定常流动特性。
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公开(公告)号：CN108443029A
公开(公告)日：2018-08-24
申请号：CN201810184715.5
申请日：2018-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于喷管的测力系统，通气支杆(8)的出气端与前空气桥(5)可拆卸的连接，前空气桥(5)和通气支杆(8)上均有天平安装锥孔，天平(7)两端分别位于前空气桥(5)和通气支杆(8)的天平安装锥孔内，前空气桥(5)与密封头(3)相连，天平(7)密封于密封头(3)、前空气桥(5)和通气支杆(8)所形成的密闭空间内，壳体(6)位于前空气桥(5)和通气支杆(8)出气端的外侧，且壳体(6)一端与前空气桥(5)可拆卸连接，壳体(6)另一端通过后空气桥(9)与通气支杆(8)相连。本测力系统的测量精准度由原来的2％提升至0.8％。
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