公开(公告)号：CN116123930B

公开(公告)日：2024-11-08

申请号：CN202211713594.1

申请日：2022-12-29

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 林键 ,  宫建 ,  郭秉楠 ,  朱浩 ,  易翔宇 ,  屈振乐 ,  文帅 ,  谌君谋 ,  陈农

IPC分类号： F41B6/00 ,  F41B11/80 ,  F41B11/71

摘要： 本发明提供了一种基于电磁弹射驱动三级轻气炮的弹道靶，包括电磁弹射装置、电枢、一级活塞、一级高压泵管、一二级连接机构、二级泵管、二级活塞、二三级连接机构、弹丸、发射管、膨胀箱、试验舱及测控系统；电枢在电磁弹射装置脉冲磁场中受到电磁力，推动一级活塞压缩轻质气体，高压轻质气体冲破二级膜片推动二级活塞压缩二级泵管内的轻质气体，三级气室内高温高压的轻质气体冲破三级膜片驱动弹丸高速飞出发射管经过膨胀箱进入试验舱。本发明采用电磁弹射作为三级轻气炮首级驱动，比传统动力源驱动能力提升数倍以上，同时更加安全、清洁、高效、可控。

公开(公告)号：CN109244051B

公开(公告)日：2024-11-05

申请号：CN201811279436.3

申请日：2018-10-30

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 谢铭慧 ,  薛志虎 ,  陈思员 ,  俞继军 ,  艾邦成 ,  李炜 ,  曲伟

IPC分类号： H01L23/427 ,  H01L23/473 ,  G06F1/20

摘要： 本发明公开了一种用于服务器芯片散热的并联式环路热管散热装置，包括冷却盒、N个蒸发器、N‑1个三通结构件、N段气体管路、N段液体管路和N‑1段蒸发管路，N个蒸发器通过蒸发管路、气体管路和液体管路并联连接在冷却盒上，同时，第1段气体管路伸进冷却盒，在冷却盒内部绕圈形成盘管，盘管伸出冷却盒与第1段液体管路连通，所述N蒸发器伸入服务器的内部，分别与N个芯片接触并固定，芯片上的在工作过程中产生的热量将蒸发器内的液体蒸发成气体，由蒸发管路和气体管路送至冷却盒，在冷却盒内与冷却盒内的冷却流体进行热交换，冷凝成液体，从而实现芯片散热，N≥1。本发明简化了散热结构、提高了散热效率，降低了能耗成本和安全隐患。

公开(公告)号：CN118790497A

公开(公告)日：2024-10-18

申请号：CN202411042101.5

申请日：2024-07-31

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 宋涛 ,  李晓晨 ,  王汀 ,  刘颖 ,  马博源

IPC分类号： B64F5/10

摘要： 一种带压力反馈的对中工装及对中方法，涉及太阳能无人机领域，包括至少一组矫正组件，每组矫正组件包括横向调节机构、纵向调节机构及装夹机构；横向调节机构包括第一安装底座、滑动连接于第一安装底座上的两个第一转接板；安装底座上设有连接安装孔，第一安装底座通过连接安装孔与安装工装连接；纵向调节机构包括第二安装底座和第二转接板，每个第一转接板上安装一个第二安装底座，两个第二安装底座相对的竖直侧均竖直滑动连接一个第二转接板；装夹机构包括支座、柔性滚轮和柱状压力传感器，支座的一端安装于第二转接板、另一端转动连接两个上下设置的柱状压力传感器，柱状压力传感器的转动轴线水平，柔性滚轮套设于柱状压力传感器圆柱面的外部。

公开(公告)号：CN114061893B

公开(公告)日：2024-10-15

申请号：CN202111621373.7

申请日：2021-12-28

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 周平 ,  付增良 ,  周家检 ,  梁彬 ,  张石玉

IPC分类号： G01M9/04

摘要： 本发明提供了一种风洞小幅强迫俯仰振荡机构，包括：俯仰铰链、方向转换机构、驱动模块和外支杆；所述俯仰铰链与所述外支杆连接，所述方向转换机构与所述俯仰铰链连接，所述驱动模块固连于所述外支杆内腔，且与所述方向转换机构连接，所述方向转换机构也设置于所述外支杆内腔。本发明可与飞行器缩比模型配套安装，研究其在指定工况下绕俯仰轴的动稳定性，由于整个机构体积小，俯仰铰链可内埋于模型中，外支杆除俯仰铰链部分外保持静止，不会因相对风洞有运动而对风洞流场产生影响。

公开(公告)号：CN118706391A

公开(公告)日：2024-09-27

申请号：CN202410738113.5

申请日：2024-06-07

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 谌君谋 ,  邵忠杰 ,  师军 ,  陈伟 ,  熊春芳 ,  王惠伦 ,  王丹 ,  姚大鹏

IPC分类号： G01M9/04 ,  G06F30/17 ,  G06F30/28 ,  G06F119/14 ,  G06F119/08 ,  G06F113/08 ,  G06F113/14

摘要： 本发明提供了一种宽工况高焓膨胀喷管及其设计方法，所述喷管为回转体结构，喷管最小直径部位的直径d1与喷管入口直径d2满足如下关系：0.5d2≤d1≤d2；在0.5d2≤d1＜d2时，喷管为收缩扩张型喷管，在入口气流速度为3～6km/s时适用；d1＝d2时，喷管为扩张型喷管，喷管无收缩段和喉道，在入口气流速度大于6km/s时适用；喷管采用分段设计，基于多组分多温度数值模拟技术，结合多段曲线设计方法，能够减弱甚至消除喷管入口处激波的影响，在较小的喷管面积比下，得到所需的喷管出口核心区直径，能够达到使均匀流场的雷诺数较低；消除黏性边界层带来的位移效应，保证了宽工况条件下膨胀风洞高品质流场。

公开(公告)号：CN114492228B

公开(公告)日：2024-09-06

申请号：CN202111646881.0

申请日：2021-12-29

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 张小亮 ,  曹宁 ,  倪招勇 ,  刘保学 ,  刘耀峰 ,  孙瑞斌

IPC分类号： G06F30/28 ,  G06F119/14

摘要： 本发明公开了用于喷流与弹体表面干扰条件下的推力标定装置设计方法，包括：步采用数值模拟方法，获得低压无来流条件下推力标定试验的喷管喷流的膨胀流场边界；根据喷管喷流的膨胀流场边界，设计推力标定装置，推力标定装置中设有喷管的安装位置；将喷管放置在推力标定装置上，进行低压无来流条件下推力标定试验；采集低压无来流条件下推力标定试验中喷管喷流流场的纹影图像；根据纹影图像，判断喷管喷流流场与推力标定装置表面是否发生接触，当喷管喷流流场未与推力标定装置表面发生接触时，将推力标定装置作为喷流与弹体表面干扰条件下的推力标定装置。本发明设计的推力标定装置实用可靠，可用于指导该种条件下的推力标定装置设计。

公开(公告)号：CN110301852B

公开(公告)日：2024-08-30

申请号：CN201910646693.4

申请日：2019-07-17

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 曲伟 ,  艾邦成 ,  谢铭慧 ,  薛志虎 ,  俞继军 ,  陈思员 ,  罗晓光 ,  聂榕序

IPC分类号： A47K11/02 ,  C02F11/121 ,  C02F11/13

摘要： 本发明涉及一种固液分离防沾污厕具、安装方法及应用，该固液分离防沾污厕具由处理器、储固器、储液器和排风装置构成，其中处理器与储固器连接，处理器包括壳体和壳体内部设置的夹紧装置和烘干装置，人在如厕后，排泄物进入处理器的夹紧装置内部，排泄物中的液体经夹紧装置后进入储液器，排泄物中的固体在夹紧装置内部经挤压和烘干后成为片状物，进入储固器，烘干装置产生的热气流对夹紧装置内部的固体进行烘干，并通过与处理器壳体连接的排风装置向外排出，该厕具结构设计巧妙，方便排泄物中的固液分离，如厕者体验佳，并且结构简单，成本低，效率高，可便于清洁和维护，耗电量少，除定期打扫卫生需必要少量的水外，可实现绝对的无水厕具。

公开(公告)号：CN114297779B

公开(公告)日：2024-08-16

申请号：CN202111627988.0

申请日：2021-12-28

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 赵渊 ,  胡宁 ,  时晓天

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/27 ,  G06F119/14

摘要： 本发明公开了一种飞行器气动力系数快速预测方法、系统及设备，该方法包括获取需要确定飞行器气动力系数的状态点；将获取的飞行器气动力系数的状态点输入至训练好的气动力系数预测模型；以使气动力系数预测模型输出飞行器的气动力系数；气动力系数预测模型包括采用回归模块，分别与所述回归模块分别连接的线性模块和非线性模块；飞行器气动力系数的状态点输入回归模块输出气动力系数预测值，气动力系数预测值与飞行器气动力系数的状态点同时分别输入至线性模块和非线性模块，再线性模块输出与非线性模块输出进行加权运算获得最终飞行器的气动力系数；训练气动力系数预测模型所使用的数据集为不同置信度数据构成。

公开(公告)号：CN113044242B

公开(公告)日：2024-08-16

申请号：CN202011387272.3

申请日：2020-12-02

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 何大龙 ,  焦方坤 ,  杨忠凯 ,  高贺 ,  欧东斌

IPC分类号： B64F5/60 ,  G01D21/02

摘要： 本发明提供了一种气动热模态试验装置，包括试验舱，用于形成工作空间；振动装置，用于通过模型支架放置试验结构件；电弧加热器，设置在振动装置的一侧，其上具有高温气流喷管，用于对气体进行加热并向试验结构件喷射高温气体；真空设备，用于抽取电弧加热器喷出的高温气流，提供电弧加热器的工作环境；扫描式激光测振仪，用于获取试验结构件的固有频率或模态振型；红外高温计，用于检测试验结构件的温度。该装置可对试验件提供类似真实服役条件下所面临的高温、高速和高剪切的气流环境，完成结构在气动热环境下的模态分析，试验结果能够为高速飞行器结构在气动加热环境下的安全可靠性设计提供重要参考。

公开(公告)号：CN112738938B

公开(公告)日：2024-08-16

申请号：CN202011610952.7

申请日：2020-12-30

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 文鹏 ,  刘雨翔 ,  杨汝森 ,  欧东斌 ,  陈海群

IPC分类号： H05B7/18

摘要： 本发明涉及航空航天飞行器气动热地面模拟试验装置技术领域，尤其是涉及一种高热效率管式电弧加热器，该电弧加热器包括通过连接法兰依次串联连接的后端盖、电极和旋气室；其中，所述后端盖包括第一基体和设置在所述第一基体上的互不连通的第一高压气道和第一冷却水道；所述电极包括第二基体和设置在所述第二基体上的互不连通的第二高压气道和第二冷却水道；所述旋气室包括第三基体和设置在所述第三基体上的互不连通的第三高压气道和第三冷却水道。本发明将传统电极的内外水套结构设计为一个整体，巧妙避免了冷却水和工作气的密封问题，此外，电极中第二冷却水道和第二高压气道的设计减少了电极烧损，延长了电极寿命，提高加热器的运行热效率。