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公开(公告)号：CN115824568A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211349819.X
申请日：2022-10-31
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
Abstract: 本发明涉及航空发动机流场测试装置技术领域，特别是涉及一种航空发动机尾喷管压力测量装置，包括静压探针、连接气管、固定件、转接结构和压力数据采集系统；尾喷管具有小径端和大径端，多个静压探针自尾喷管小径端向大径端呈放射状延伸；静压探针内部沿其长度方向成型有气体通道，且其外壁沿长度方向开设有多个连通气体通道的静压孔；静压探针一端为圆弧封闭结构，其另一端通过转接结构与连接气管连通，连接气管与压力数据采集系统连通；静压探针外壁通过多个所述固定件与尾喷管外壁压紧贴合，多个所述静压孔均垂直尾喷管外壁且开口向外布置。本发明能够在不破坏结构、不干扰流场的前提下测得准确的尾喷管壁面压力值。
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公开(公告)号：CN115355427A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202211298810.0
申请日：2022-10-24
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
IPC: F16M11/24 , F16M13/02 , F16M11/04 , F16B7/04 , B66F7/06 , F16B7/18 , G01M15/02 , G01P5/00 , G01L11/00 , G01L19/00
Abstract: 本发明公开了一种试车间流场测试用防倾倒支架及支架系统，防倾倒支架包括三角桁架、连接法兰、提升装置，多个对应规格的三角桁架通过连接法兰实现首尾连接；连接法兰包括法兰接头一、法兰接头二，法兰接头一与法兰接头二的连接采用吊环螺钉结构，具有拆装方便的特点；位于防倾倒支架最下方的三角桁架的底部安装有提升装置；位于防倾倒支架最上方的三角桁架的顶部顶紧试车间的屋顶；三角桁架的竖杆上对应安装有多组传感器装卡机构。本发明主要用于航空发动机室内试车间的流场测试，将传感器装置按照测点布置安装固定在该防倾倒支架上，可以保证传感器稳固，保证试车间流场测试数据的准确性。
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公开(公告)号：CN115902298A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211504696.2
申请日：2022-11-28
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
Abstract: 本发明公开的一种基于宽速比流场的PIV实流校准装置及方法，属于非接触流场测量设备校准领域。本发明主要由进气压力调节部段、过渡段、整流部段、气流加速部段、流速调节第一部段、标准流场试验段、后试验舱、位移机构、流速调节第二部段、排气部段、流速标准探针系统、控制系统组成，所述各部段顺次连接。本发明通过建立PIV实流校准装置，在满足小尺寸高精度型面基础上，通过实流调试拟合关键流速调节部段喷管和栅指的调节函数，使得校准装置调节范围覆盖亚跨超声速，实现宽速比流场构建，同时保障流场调节精度与稳定性；通过可视化标准流场试验段和后试验舱，实现对非接触流场测量设备PIV的实流校准。本发明具有测量精准度高、易于实现的优点。
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公开(公告)号：CN115808543A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211534238.3
申请日：2022-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
IPC: G01P21/02
Abstract: 本发明公开的一种基于固壁喷管变温调速的超音速流场校准装置，属于流速计量测试领域。本发明包括空压机气源、空气加热器、调压阀、扩压段、稳定段、收缩段、固壁喷管、驻室试验段、标准探针、排气段、消声段。固壁喷管入口为矩形。收缩段侧壁和上下壁的中心线型面根据五次曲线优化实现，能够避免流动发生分离。流场的温度和速度范围由上游气源能力和加热器的加热能力决定。本发明通过空气加热器的变温调节，配合型面优化的收缩段和固壁喷管型面，再加上稳定段的整流去波、优化孔壁试验段等保证流场的稳定性，形成稳定的变温标准超音速流场，即基于固壁喷管变温调速提供温度可调的标准超音速流场，为超音速变温工况的探针校准提供保障。
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公开(公告)号：CN114235193A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111417399.X
申请日：2021-11-26
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
Abstract: 本发明公开的基于多重频率补偿的快响应温度传感器，属于温度测量领域。本发明包括粗丝热电偶、细丝热电偶、支撑偶丝、绝缘瓷管、外壳和数据采集处理系统。本发明以不同丝径的热电偶为敏感元件测量快速变化的气流温度，采用傅立叶变换和傅立叶逆变换，并提出多重浓缩因子，对实测温度序列进行多次频率补偿。本发明能够避免传统热电偶测量响应慢以及非接触式方法测量准确度低的不足，能够解决目前热电偶传感器由于自身热惯性限制而无法测量高频脉动气流温度的问题。本发明具有响应快、准确度高、实用性强等优点。此外，本发明在大量试验测试与分析基础上，通过参数优化选择能进一步提升温度补偿的响应速度和准确度，提升气流温度测量的效率与精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113188799A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110458171.9
申请日：2021-04-27
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明公开一种基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，本发明为航空发动机技术领域，利用发动机试车时试车间内流线的特征，在发动机唇口卷边后侧提取由发动机壁面至试车间壁面的速度值，计算这组值的速度差，找到速度差极值的位置，然后绘制过该位置的一条流线，将该流线沿着发动机轴线旋转360°即得到所需的流线法控制体。本发明合理选择控制体区域，将预进气流管型面与表面静压分布特点进行说明，并将其运用到修正项计算中，解决了已有流线法修正项计算困难，运用在流线法阻力修正公式中，计算出真实推力。
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公开(公告)号：CN113155468A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110459087.9
申请日：2021-04-27
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明为航空发动机技术领域。根据流线法推力修正方法在修正项计算中所需的气动参数，设计出一套应用于现场试验的测试方法。通过现场布点测试远前方0截面、0‑f截面、9截面可以获取速度、静压、静压差等参数，经过修正项计算可得到进气冲量阻力、预进气流管与唇口卷边阻力之和、支架阻力、底部阻力。主要解决了预进气流管与唇口卷边阻力的测量方法，通过测量0‑f截面中任意三个位置的速度、静压信息，即可通过优化流线法模型得到阻力值。
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公开(公告)号：CN116296418A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202210991354.1
申请日：2022-08-18
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本申请涉及一种基于分布式截面的大空间流场特征参数测试方法，具有航空发动机试车间气动特征参数测试、流场品质评价功能，通过合理的测量截面、测点布置，得到试车间平均流速、引射系数、压降、压损、速度场均匀性等参数，利用有限测量截面、在不干扰发动机正常试验的前提下得到整个试车台空间流场信息，解决了航空发动机试车台气动流场参数的全面测量和试车台流场品质评价问题。
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公开(公告)号：CN115389090A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202210991246.4
申请日：2022-08-18
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
Abstract: 本申请公开了一种基于参考端控制的压力测量系统及测量方法，本申请采用压力控制器作为压力控制设备，将压力扫描阀的参考端与气泵输出端连接至压力控制器，调节压力控制器的设定值，通过平衡参考端和气泵的压力，使得输出至参考端的压力始终维持在设定值范围内，同时使得压力扫描阀的采集通道处于其线性度最好的量程范围内。解决了解决压力扫描阀的参考端无法保持稳定状态以及由于静压实际值较小，压力扫描阀的参考端无法保持稳定状态；以及由于静压实际值较小，无法处于压力扫描阀的有效量程范围的问题。因此该测量系统不仅保证了压力测量的有效量程范围，有效地提高了压力测量的精度，而且适用范围广、实用性强。
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公开(公告)号：CN113188799B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202110458171.9
申请日：2021-04-27
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明公开一种基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，本发明为航空发动机技术领域，利用发动机试车时试车间内流线的特征，在发动机唇口卷边后侧提取由发动机壁面至试车间壁面的速度值，计算这组值的速度差，找到速度差极值的位置，然后绘制过该位置的一条流线，将该流线沿着发动机轴线旋转360°即得到所需的流线法控制体。本发明合理选择控制体区域，将预进气流管型面与表面静压分布特点进行说明，并将其运用到修正项计算中，解决了已有流线法修正项计算困难，运用在流线法阻力修正公式中，计算出真实推力。
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