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公开(公告)号：CN118130035B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410529264.X
申请日：2024-04-29
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 一种低速风洞大尺寸弹性翼段模型静气弹试验装置及方法，属于风洞试验设备技术领域。本发明为了解决目前常规的静气弹试验装置支撑结构承力效果差，易导致模型破坏，以及气动力测量的精准低的问题。本发明包括安装在上转盘盖板上的固定螺杆限位座，固定螺杆限位座内安装有上天平支杆，上天平的上下两端分别安装在上天平支杆和上天平锥套内，上天平锥套通过螺栓与主支杆安装，翼面模型通过螺栓固定安装在主支杆上，主支杆的下端安装有下天平锥套，下天平的两端分别安装在下天平锥套和下天平支杆内，下天平支杆通过下支杆与风洞角度机构安装座配合安装。本发明的试验装置占用空间小，结构紧凑，安装简单，成本低。
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公开(公告)号：CN116296237B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310560401.1
申请日：2023-05-18
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，属于风洞试验领域，解决了无法准确获取大型运载火箭竖立风载荷系数的问题，通过在火箭底部内表面不同方位角处安装应变片，分别进行模型静刚度标定试验和模态试验，获取模型底部剖面的静刚度系数以及模型固有频率和阻尼比，在吹风试验中分别采集升、阻力方向处的应变响应，最终代入各参数计算得到模型定常与非定常弯矩系数。本试验方法具有工程实用性强，数据处理方法简便高效，试验结果精度高的优点，可为大型运载火箭研发提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN112069589B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202010776900.0
申请日：2020-08-05
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种低速风洞空中加油软管‑锥套动态特性试验方法，如下：采用的设备包括加油软管、锥套、支撑设备、移动设备、受油机模型、受油锥管、两台高速相机和PIV系统，利用三维立体视觉原理，建立高速摄像机透视变换成像模型，对参数矩阵进行标定，建立空间点与图像点之间的映射关系，通过高速相机采集的数据计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息，将PIV系统采集的数据进行速度场计算、处理，获得加油锥套与受油锥管对接过程中的头波效应及甩鞭现象的速度云图。本方法精确模拟空中加油软管—锥套的动态特性，提高了试验结果的准度。
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公开(公告)号：CN108088647A
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201711261624.9
申请日：2017-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 一种用于风洞试验的五自由度边界层测量系统，包括底座、X位移机构、Y位移机构、Z位移机构、枢轴旋转机构、轴向伸缩机构、风速测量耙，所述的X位移机构安装在底座上，X位移机构能够沿风洞轴向移动，所述的Z位移机构安装在X位移机构上，Z位移机构能够沿风洞纵向运动，所述的Y位移机构安装在Z位移机构上，Y位移机构能够沿风洞横向运动，所述的枢轴旋转机构安装在Y位移机构上，所述的轴向伸缩机构安装在枢轴旋转机构上，所述的风速测量耙安装在轴向伸缩机构上，轴向伸缩机构使风速测量耙贴近或者远离翼面。本系统具有测量空间范围广、气动干扰小、测量结果准确、使用方便的优点。
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公开(公告)号：CN105021371A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510445239.4
申请日：2015-07-27
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 一种应用于风洞PIV附面层测量的平板模型装置及测量方法。传统使用的测量方法有测压耙、热线等，但这些方法由于是直接测量方法，对附面层的流动具有干扰，影响了测量结果的准确性，此外，这些方法每次只能在一个位置测量，要了解平板附面层从前向后的发展，需要进行不同位置的多次测量。一种应用于风洞PIV附面层测量的平板模型装置，其组成包括：平板模型（1），所述的平板模型中间具有开槽，所述的平板模型开槽上安装有光学石英玻璃（3），所述的平板模型下面具有模型支架（2），所述的平板模型和光学石英玻璃的纵向对称面为PIV测量剖面（4）。本发明应用于风洞PIV附面层测量的平板模型装置及测量方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103712769A
公开(公告)日：2014-04-09
申请号：CN201410019722.1
申请日：2014-01-17
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及一种风洞大范围方向场移动测量装置。风洞在投入使用前需要对试验段的方向场进行测量。要在试验段多个截面上以一定的间隔密度对指定空间点（风洞流场坐标点）的动压场和方向场进行测量，由于测量点数多，测量范围大，如果完全采用人工移动和固定测量耙的方法进行测量，将会耗费大量的时间，本发明组成包括：X向机构、Y向机构和Z向机构，其特征是：上部和下部各有一套所述的Z向机构安装在X向机构的两条单轴向滑轨（8）的滑块上，所述的Y向机构通过安装座（13）安装在X向安装座（43）上，所述的Y向机构安装在上部和下部两套所述的Z向机构之间。本发明应用于风洞大范围方向场的测量。
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公开(公告)号：CN119437636A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411737027.9
申请日：2024-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 一种用于低速风洞阵风或颤振半模试验的装置与方法，属于风洞试验领域，本发明为了解决现有阵风或颤振半模试验装置无法实现升沉与俯仰自由度的完全释放，装置难以实现两种试验共用的问题。装置包括整体框架，整体框架安装在风洞试验段内，整体框架的前端面上竖向设置有两个滑轨，滑车的后端面上左右设置有两组滑块组，两组滑块组与两组滑轨一一对应滑动配合，整体框架的顶端设有两个弹簧座，弹簧座设有水平轴，两个发条弹簧的内圈端与两个弹簧座的水平轴一一对应相连，两个发条弹簧的外圈端分别下垂与滑车相连，模型安装座呈筒形，模型安装座与滑车转动配合；本发明既可用于阵风载荷减缓试验又可用于体自由度颤振试验，实现两种试验共用。
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公开(公告)号：CN116147882A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310435970.3
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 一种低速风洞流场参数测量装置及方法，属于风洞试验技术领域。本发明包括两个测量耙和静压盘，所述测量耙为两个，两个测量耙分别安装于测压管路的两端，静压盘安装于测压管路中部，所述测压管路上安装有第一压差传感器、第二压差传感器、第三压差传感器和第四压差传感器，测量耙用来测量稳定段气流总压、总温和湿度，收缩段洞壁静压通过静压盘、测压管路和压力传感器组成的回路得到。目的是为了提出分布安装在风洞稳定段和收缩段的一种低速风洞流场参数测量装置及方法，实现在低速风洞中对试验来流流场参数的准确测量问题，本发明的所有压力测量点与风洞内气流之间通过压力传感器行成通路，在风洞多个位置布置，更能表征全面地表征来流参数。
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公开(公告)号：CN115219143A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210637121.1
申请日：2022-06-07
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开一种声学风洞3/4开口声学试验段支撑装置，属于风洞技术领域，包括风洞开口底部支撑框架、消声平台组件、转盘消声组件和导流板，模型安装在转盘消声组件上，风洞开口底部支撑框架的下平面中心附近固定连接有风洞开口底部转盘支撑，消声平台组件位于风洞开口底部支撑框架的上平面，转盘消声组件位于与消声平台组件内部，并与风洞开口底部支撑转盘固定连接，导流板与风洞开口底部支撑框架侧面的支撑结构固定连接，导流板为弧形，气流经过所述的转盘消声组件后沿导流板进入到风洞收集器，将风洞收缩段喷出的气流导引到风洞收集器内。本发明能够满足对声学试验设备支撑的要求，具有优良的声学性能，同时满足不同的试验需求。
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公开(公告)号：CN105015764A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510445248.3
申请日：2015-07-27
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
IPC: B64C23/00
Abstract: 应用于等离子体抑制流动分离的控制装置及判定方法。流动控制的目的是防止流动分离、减小阻力。应用于等离子体抑制流动分离的控制装置，其组成包括：等离子体激励器（1）、压力传感器、控制系统（3）、等离子体电源（4），等离子体激励器安装于机翼的表面；压力传感器有两个，特征监测点压力传感器（5）安装于机翼内用于测量特征监测点速压，来流压力传感器（2）安装于机翼前面用于测量来流速压；等离子体激励器电连接于等离子体电源；机翼表面特征监测点和来流总压测量点由测压管连接于机翼内的监测点压力传感器；压力传感器、等离子体电源分别电连接于控制系统。本发明应用于等离子体抑制流动分离的控制装置及判定方法。
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