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公开(公告)号：CN119190743A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202410981656.X
申请日：2024-07-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种逆气螺旋送粉装置及基于其装置的双循环碰撞系统和方法，属于材料制备领域，至少包括但不限于颗粒分离装置、次循环管和螺旋送粉机构，所述颗粒分离装置与现有颗粒碰撞循环管路连接，所述颗粒分离装置根据颗粒大小不同设置有多个出口，其至少包括细颗粒出口、粗颗粒出口和产物颗粒出口；所述粗颗粒出口与螺旋送粉机构的进料端连接；所述细颗粒出口与现有颗粒碰撞循环管路连接；所述螺旋送粉机构的出料端延伸到现有颗粒碰撞循环管路中；提高了混合撞靶粉体间撞击速度，提高了撞击能量，解决了混合撞靶粉体间速度差偏低，碰撞效果不佳的问题。
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公开(公告)号：CN118663564A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410981574.5
申请日：2024-07-22
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气加速合成法的内嵌式复合粉体材料制备装置及方法，属于材料制备领域，至少包括但不限于主循环管路、颗粒分级装置和下料管道；所述主循环管路中设置有粒子加速结构，所述颗粒分级装置与主循环管路连接，所述下料管路一端与颗粒分级装置的粗颗粒分离出口连接，另一端延伸到主循环管路的粒子碰撞部中；本方案本设计的装置能够实现反应粉体材料按照粒径筛选分级，进而进入不同循环通道。能够有效地控制不同粒径粉体材料在气流场中的加速时间和距离，最终实现二者在碰撞室以较大的速度差完成碰撞，达成小粒径颗粒对大粒径颗粒的有效可控侵入内嵌。
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公开(公告)号：CN117760681A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410194980.7
申请日：2024-02-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于大型超声速风洞的组合式声爆试验装置及方法。该试验装置包括风洞，还包括位于风洞内的并行测量装置、单点测量装置和声爆试验模型装置。该试验方法包括如下不同形式的试验方式：单独使用单点测量装置按照模型移动法开展声爆试验；单独使用单点测量装置按照装置移动法开展声爆试验；单独使用并行测量装置开展声爆试验；以并行测量装置为主兼单点测量装置为辅开展声爆试验；同时使用单点测量装置和并行测量装置开展声爆试验。本发明的有益效果：实现了单点测量装置和并行测量装置兼容，既可以根据试验需求选择最合适的装置开展试验，也可以两套装置各自独立工作获取更多的试验数据，还可以采取“一为主一为辅”的方式。
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公开(公告)号：CN117566096A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311602470.0
申请日：2023-11-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C23/06 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种磁控双电弧逆向运动式涡流发生装置及设计方法，包括磁体、绝缘介质和电极组，所述电极组嵌入到绝缘介质内，绝缘介质的下表面贴合在磁体表面，所述电极组包括阳极、与阳极相邻设置的第一电极和阴极、与阴极相邻设置的第二电极，四块电极呈阵列分布，四块电极嵌入到绝缘介质内，电极的上表面与绝缘介质表面齐平。本发明可有效延缓或抑制空气动力中边界层流动分离，可根据飞行器工况开启和关闭，可根据流动控制需要调整涡流强度和电弧运动速度，实现实时主动控制和精确控制，可通过改变电极长度，在产生涡流的同时，利用电弧在展向运动可实现一定程度的壁面减阻效果。
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公开(公告)号：CN117412461A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311602394.3
申请日：2023-11-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于准直流放电的组合式主动涡流发生装置，包括准直流放电电源、重叠设置为一体的同轴电极模块和磁体阵列，所述准直流放电电源包括准直流电源和脉冲电源，所述直流电源通过电容和电阻耦合后与脉冲电源叠加输入到同轴电极，所述同轴电极包括嵌入在绝缘基体内的阳极和环状阴极，所述阳极、环状阴极和高温绝缘体的上表面齐平，所述磁体阵列包括若干个磁体单元组合成整体结构；本发明利用磁场和准直流放电电流大小控制等离子放电通道旋转，实现了等离子涡流的主动控制，本发明可调控单个同轴电极装置，也可调控由多个同轴电极装置组成的放电阵列。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117168753A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202310684583.3
申请日：2023-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种快速解算风洞试验压力传导延迟修正参数的方法，本发明通过测量系统获取试验场中的各项参数，对试验数据进行同步修正处理，以满足吹风试验中对试验数据的准实时分析需求。同时，利用图形化显示工具，对测压点中管路延迟效应和自身气动现象的耦合作用加以甄别，准确挑选出适用于同步参数计算的测压点，再辅以修正效果的图形化验证手段，可以有效解决测压点选取不当带来的修正参数偏差，提升同步修正参数测算的准确性；同时，能有效剔除非线性变化测压点可能带来的干扰量，提升同步修正参数测算的准确性。
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公开(公告)号：CN116754176A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311055221.4
申请日：2023-08-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08 , G06F30/28 , G01M9/00 , G01L11/00 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。该压力在线精确估计方法包括建立气源压力与采样时间的线性模型；通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。该压力在线精确估计方法算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
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公开(公告)号：CN116044603A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310022178.5
申请日：2023-01-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: F02K1/82
Abstract: 本发明公开了一种用于挠性壁喷管的型面静态调试方法，目的在于解决现有方法在挠性壁超声速喷管型面静态调试过程中，喷管型面迭代修正次数较多，工作效率较低的问题。其包括如下步骤：（1）按照常规的喷管型面静态调试方法对第1个马赫数对应喷管静态调试型面进行调试，直至实测型面和理论型面偏差满足要求；（2）获取第2个马赫数对应的喷管型面与第1个马赫数对应的喷管型面在各执行机构上控制量的差量等。本申请在获得第一个马赫数对应的喷管静态调试型面后，将其视为基准型面，以其与相邻马赫数间理论型面或最近一次喷管静态调试型面间的差量作为调节量控制执行机构实施调节，获得的喷管型面作为该相邻马赫数参加喷管型面静调的初始型面。
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公开(公告)号：CN115452313A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211417445.0
申请日：2022-11-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种声爆试验探针角度敏感性快速标定方法，其中探针测压孔中心与机构旋转中心不重合，先测得两个中心之间的距离，然后得到探针在不同角度阶梯下的压力测值，并得到压力系数，再根据探针的旋转角度，计算得到探针测压孔中心的实际空间位置，然后根据实际空间位置，试验得到探针在0°下的压力系数，最后根据压力系数差值得到单纯由探针角度变化引起的无量纲化压力系数。本发明的有益效果：一是不需要设计专用装置，可以基于当前试验条件实施；二是通用性更好，对于测压孔位于不同空间位置的探针，可以基于同一套装置完成角度敏感性检测。
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公开(公告)号：CN113761667B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111125590.7
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于超声速客机的空重估算方法。该空重估算方法依据部件或者装置的关键特征相似性选择重量的统计模型，采用Raymer战斗机重量估算体系公式来计算超声速客机机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；采用Raymer运输机重量估算体系公式来计算超声速客机机身、起落架、飞控系统、APU安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；引入技术进步权重因子，获得部件或者装置以及各分系统的估计重量。该方法高效快速，能够较为精确的估算超声速客机的机体结构重量和推进系统重量。
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