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公开(公告)号：CN111458100B
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202010331984.7
申请日：2020-04-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种飞行器底部阻力系数修正方法，以解决目前飞行器底部阻力系数修正方法中所存在的问题。包括：1、设计试验装置：包括风洞试验模型、测力天平、天平支杆和四根测压管，测力天平设置在所述风洞试验模型内，天平支杆与天平相连从模型内伸出风洞试验模型的底部，四根测压管分别均匀固定在天平支杆的上、下、左、右；2、计算飞行器底部阻力系数修正量，包括：2.1设定首攻角时模型姿态稳定时间为t，且在稳定结束后t1时间内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据，t＞t1；2.2设定其余攻角下的数据采集方式：每个攻角下模型姿态稳定时间均为t1，在该t1时间内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据；2.3基于2.1和2.2获取的压力数据计算飞行器的底部阻力系数修正量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109238634B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201811059333.6
申请日：2018-09-12
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器风洞试验技术领域，公开了一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置。其中，所述舵面装置设置在试验模型弹体上，所述舵面装置包括舵面、基座、舵面安装插头、用于与弹体安装的连接件、用于与弹体安装的连接孔、和舵面安装槽，在所述舵面的一侧设置所述舵面安装插头，在所述基座上设置所述用于与弹体安装的连接孔和所述舵面安装槽，所述舵面安装插头与所述舵面安装槽相匹配，所述基座通过所述用于与弹体安装的连接件和所述用于与弹体安装的连接孔设置在所述试验模型弹体上。由此，可以有效克服已有舵面调整装置角度销定位精度低、加工不同舵面引入舵面加工误差的缺陷。
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公开(公告)号：CN109238634A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811059333.6
申请日：2018-09-12
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器风洞试验技术领域，公开了一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置。其中，所述舵面装置设置在试验模型弹体上，所述舵面装置包括舵面、基座、舵面安装插头、用于与弹体安装的连接件、用于与弹体安装的连接孔、和舵面安装槽，在所述舵面的一侧设置所述舵面安装插头，在所述基座上设置所述用于与弹体安装的连接孔和所述舵面安装槽，所述舵面安装插头与所述舵面安装槽相匹配，所述基座通过所述用于与弹体安装的连接件和所述用于与弹体安装的连接孔设置在所述试验模型弹体上。由此，可以有效克服已有舵面调整装置角度销定位精度低、加工不同舵面引入舵面加工误差的缺陷。
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公开(公告)号：CN108301925A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710437431.8
申请日：2017-06-09
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其中，在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置。该机构解决爆炸螺栓分离机构方式不能用于风洞缩比模型的难题，实现了高超声速风洞开展进气道保护罩动态分离试验的能力。
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公开(公告)号：CN111458100A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN202010331984.7
申请日：2020-04-24
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种飞行器底部阻力系数修正方法，以解决目前飞行器底部阻力系数修正方法中所存在的问题。包括：1、设计试验装置：包括风洞试验模型、测力天平、天平支杆和四根测压管，测力天平设置在所述风洞试验模型内，天平支杆与天平相连从模型内伸出风洞试验模型的底部，四根测压管分别均匀固定在天平支杆的上、下、左、右；2、计算飞行器底部阻力系数修正量，包括：2.1设定首攻角时模型姿态稳定时间为t，且在稳定结束后t1时间内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据，t＞t1；2.2设定其余攻角下的数据采集方式：每个攻角下模型姿态稳定时间均为t1，在该t1时间内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据；2.3基于2.1和2.2获取的压力数据计算飞行器的底部阻力系数修正量。
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公开(公告)号：CN108301925B
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201710437431.8
申请日：2017-06-09
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其中，在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置。该机构解决爆炸螺栓分离机构方式不能用于风洞缩比模型的难题，实现了高超声速风洞开展进气道保护罩动态分离试验的能力。
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