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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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公开(公告)号：CN110455544A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910805899.7
申请日：2019-08-29
Applicant: 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所
Abstract: 本公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法，属于发动机试车台进气流场监测领域。本发明公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，主要由第一皮托管、第一皮托管安装架、气路连接管、第二皮托管、第二皮托管安装架、第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第一转接头、第二转接头、第一三通转接头、第二三通转接头及数据采集系统组成。所述第一皮托管、第二皮托管分别包括总压孔、静压孔、侧头、支杆、定向杆、静压管、总压管。本发明还公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法。本发明能够实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测，具有结构简单、便于安装、测量参数少优点。
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公开(公告)号：CN117664497A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311540292.3
申请日：2023-11-17
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: 本发明公开了一种宽工况范围的气流高温校准装置，包括热校准风洞洞体、电阻加热器、电磁感应加热器、燃烧室和供油系统，热校准风洞洞体分别与电阻加热器、电磁感应加热器、燃烧室相连，供油系统与燃烧室相连；热校准风洞洞体用于为气流高温校准装置提供满足一定速度和压力要求的气流场，电阻加热器用于将气流预热到一定温度，电磁感应加热器用于将来自电阻加热器的气流进一步预热，燃烧室用于将煤油和来自电磁感应加热器的气流混合、燃烧，产生高温燃气流，为气流高温校准装置提供满足一定温度要求的气流场，供油系统用于为燃烧室供应作为燃料的煤油。本发明能够在较宽的气流温度、速度、压力范围内进行调节，适用于2300K的气流高温校准。
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Patent Agency Ranking
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：CN114528778B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202210076798.2
申请日：2022-01-24
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: G06F30/28 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开的基于钟形口流量管速度分布模型的空气流量测量方法，属于航空发动机进气流量测量领域。本发明实现方法为：根据管内速度分布模型确定试验中测量截面上压力测量耙的布点范围，再对测量截面上进行少数点的数据测量，得到管内完整的速度分布模型，对得到的管内完整速度分布模型进行积分计算，得到管内的空气流量，实现对航空发动机进气流量测量。本发明将管内速度分布模型划分为常数段、线性段、对数段，针各段速度分布特点，分段选取用于标定管内速度分布模型的测量截面上压力测量耙的布点范围及布点数量，实现测点精准布设，并能够减少测点数量，在保证对航空发动机进气流量测量精度的前提下，提高流量测量精度和测量效率。
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公开(公告)号：CN111412650B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202010257042.9
申请日：2020-04-02
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: F24H3/00 , F24H9/00 , F24H9/1863
Abstract: 本发明公开了一种大流量纯净空气加热器，包括加热芯体、感应线圈、隔热壳体、外壳体、冷却水系统，所述加热芯体设置于所述大流量纯净空气加热器的中间位置，所述加热芯体外部包裹所述隔热壳体，所述隔热壳体外部缠绕所述感应线圈，所述感应线圈内部连接所述冷却水系统，所述加热芯体、所述感应线圈、所述隔热壳体以及所述冷却水系统放置于所述外壳体内。本发明的大流量纯净空气加热器能够大大降低高温大流量的纯净空气的生产成本，提高试验效率。
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公开(公告)号：CN110455229A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910805823.4
申请日：2019-08-29
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: G01B13/06
Abstract: 本发明公开的进气流量管附面层厚度的测量方法，属于进气流量管附面层厚度测量领域。本发明通过进行进气流量管内总压现场测试试验，测量进气流量管内总压值；采用总压探针测量进气流量管内总压，通过总压值拟合曲线，对拟合出的三次总压值拟合曲线方程进行一阶求导，求导得到的二次曲线方程为0的测点即为附面层厚度的位置，即实现采用进气流量管内总压测量值对附面层厚度进行测量。本发明具有测试点布置少、测量参数少、测算方法简便的优点。
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