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公开(公告)号：CN116770211A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310741979.7
申请日：2023-06-21
申请人： 西南科技大学 , 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明公开了一种抗超高温超流速燃气冲刷YSZ涂层及其在超燃速冲压发动机中的应用，YSZ涂层是由球形薄壁空壳纳米t′‑YSZ粉体经大气等离子喷涂工艺喷涂在粘结层上形成YSZ涂层，YSZ涂层的厚度为800～1500μm；YSZ涂层可承受总温4500K，飞行马赫数10的风洞考核无剥落；YSZ涂层的涂层隔热能力＞800～1100K；YSZ涂层的孔隙率＞20％；YSZ涂层的垂直裂纹密度为0.7～0.9mm‑1。本发明利用球形薄壁空壳纳米全稳定四方YSZ粉体，通过大气等离子喷涂技术调节参数制备具有较高孔隙率和较多垂直裂纹且无横向裂纹的厚YSZ涂层，并通过风洞(超高温超高马赫数)考核验证其寿命，为超燃速冲压发动机提供热防护。
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公开(公告)号：CN118911838A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411414993.7
申请日：2024-10-11
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种超高速进气道边界层强制转捩主动喷气控制方法，在吸气式超高速飞行器前体或进气道压缩面上沿垂直流动方向布置一排等间距喷孔，气源经过输送管路从喷孔射出，喷射气体与来流空气相互作用，产生流向涡结构，诱导超高速边界层强制转捩为湍流；控制方法包括确定喷孔安装位置、确定喷射介质、确定喷孔直径、确定喷前总压、确定喷孔间距和喷孔数目，该方法与现有的被动式强制转捩控制方法相比，可以显著拓宽边界层强制转捩控制范围，降低控制措施导致的进气道性能损失，且避免了转捩带与高速气流的直接碰撞，基本不需要额外的热防护设计，对于保障吸气式超高速飞行器宽范围稳定工作具有重要意义。
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公开(公告)号：CN112985752A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110196056.9
申请日：2021-02-22
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明专利公开了一种平面激光辅助调节装置，具体涉及光学测量的技术领域。一种平面激光辅助调节装置，包括主体板件，所述主体板件的左右两侧均对称穿设有三个间隔设置的透光孔，每个所述透光孔的大小相同，六个所述透光孔均位于同一平面，左右两个相对称的所述透光孔的正投影完全重合；所述主体板件一侧上插接有感光板，所述感光板上设有感光模块，所述主体板件的前后两侧还滑动连接有四根对称设置的调节尺，所述调节尺上设有固定件。采用本发明技术方案解决了现有的平面激光调节进度较低的问题，可用于平面激光的调节。
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公开(公告)号：CN112834161A
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN202110153238.8
申请日：2021-02-04
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明公开了基于特征提取的风洞测量数据处理方法，涉及风洞测量数据处理技术领域，其技术方案要点是：具体包括以下步骤：S1、将发动机不同测点的压力数据定义为函数P(x,t)；S2、将风洞喷管数据作为基准，采用滤波技术提取测量数据的特征；S3、数据处理，根据步骤S2，对发动机测点数据进行时移、平均、无因次化和误差分析处理。本发明通过建立符合风洞发动机试验真实物理过程的测量数据函数，然后采用滤波方法提取该测量数据函数的时间特征，基于所提取的特征能够准确且高效地进行数据处理，通过对数据进行时移、平均、无因次化和误差分析处理，能够在提高处理效率和便捷度的同时，减小处理得到的试验数据的误差。
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公开(公告)号：CN116293802B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202310241738.6
申请日：2023-03-14
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明属于喷气推进装置的技术领域，公开了基于激波系点火和回流稳焰的超燃冲压发动机燃烧室，燃烧室包括设置在燃烧室壁面的燃料喷孔和位于燃烧室上下两侧的多个激波发生器，多个所述激波发生器间隔设置在燃烧室内部的上下两侧，所有的所述激波发生器与燃烧室内壁的夹角和间隔距离满足：从来流方向的上一个所述激波发生器所产生的激波刚好达到下一个激波发生器的底部。本发明解决了现有技术中没有能够实现可靠点火和稳定燃烧的高马赫数超燃冲压发动机燃烧室的问题，适用于高超声速流动条件下燃烧室的稳定点火燃烧。
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公开(公告)号：CN112834161B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202110153238.8
申请日：2021-02-04
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明公开了基于特征提取的风洞测量数据处理方法，涉及风洞测量数据处理技术领域，其技术方案要点是：具体包括以下步骤：S1、将发动机不同测点的压力数据定义为函数P(x,t)；S2、将风洞喷管数据作为基准，采用滤波技术提取测量数据的特征；S3、数据处理，根据步骤S2，对发动机测点数据进行时移、平均、无因次化和误差分析处理。本发明通过建立符合风洞发动机试验真实物理过程的测量数据函数，然后采用滤波方法提取该测量数据函数的时间特征，基于所提取的特征能够准确且高效地进行数据处理，通过对数据进行时移、平均、无因次化和误差分析处理，能够在提高处理效率和便捷度的同时，减小处理得到的试验数据的误差。
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公开(公告)号：CN116953276A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202311214730.7
申请日：2023-09-20
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明提出了一种皮托管的流场方向自适应调节装置及工作方法实验方法，所述的皮托管速度测量根据静压压力传感器与总压压力传感器测量结果获得。测试过程中采用了方向自适应方法，通过在皮托管的外部对称布置舵片，当流场方向有变化时，舵片在流体的作用下自动调整皮托管的轴线方向，解决了当流体方向与皮托管轴线方向不一致时速度测量问题。在皮托管连接座上和U形支架上安装位置传感器，可以实时测量皮托管在竖直平面内的姿态。在U形支座装有量角指针，在支撑座上装有量角器，可以测出在水平面内的姿态。因而可以测出流场方向的实时变化。采用该装置，可以有效提高皮托管的测速精度，也可以对流场的波动做出实时评估。
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公开(公告)号：CN112922744A
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN202110243808.2
申请日：2021-03-05
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明专利公开了一种壁面嵌入式的飞行器燃料输送装置，具体涉及飞行器燃料输送结构的技术领域。一种壁面嵌入式的飞行器燃料输送装置，包括嵌设在喷注块内的夹层结构，所述夹层结构由封板和激光焊接在封板上的基体构成，所述封板与基体之间设有夹层流道，所述基体上设有与飞行器上燃料储罐连通的入口管咀和位于入口管咀上方的出口管咀，所述出口管咀与飞行器的喷注腔连通。采用本发明技术方案解决了现有的壁面嵌入式飞行器中燃料输送装置会破坏飞行器整体的气动外形的问题，可用于壁面嵌入式飞行器的燃料输送。
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公开(公告)号：CN116953276B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311214730.7
申请日：2023-09-20
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明提出了一种皮托管的流场方向自适应调节装置及工作方法实验方法，所述的皮托管速度测量根据静压压力传感器与总压压力传感器测量结果获得。测试过程中采用了方向自适应方法，通过在皮托管的外部对称布置舵片，当流场方向有变化时，舵片在流体的作用下自动调整皮托管的轴线方向，解决了当流体方向与皮托管轴线方向不一致时速度测量问题。在皮托管连接座上和U形支架上安装位置传感器，可以实时测量皮托管在竖直平面内的姿态。在U形支座装有量角指针，在支撑座上装有量角器，可以测出在水平面内的姿态。因而可以测出流场方向的实时变化。采用该装置，可以有效提高皮托管的测速
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公开(公告)号：CN116293802A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310241738.6
申请日：2023-03-14
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明属于喷气推进装置的技术领域，公开了基于激波系点火和回流稳焰的超燃冲压发动机燃烧室，燃烧室包括设置在燃烧室壁面的燃料喷孔和位于燃烧室上下两侧的多个激波发生器，多个所述激波发生器间隔设置在燃烧室内部的上下两侧，所有的所述激波发生器与燃烧室内壁的夹角和间隔距离满足：从来流方向的上一个所述激波发生器所产生的激波刚好达到下一个激波发生器的底部。本发明解决了现有技术中没有能够实现可靠点火和稳定燃烧的高马赫数超燃冲压发动机燃烧室的问题，适用于高超声速流动条件下燃烧室的稳定点火燃烧。
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