-
公开(公告)号：CN107290124B
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN201710493517.2
申请日：2017-06-26
摘要： 本发明提供了一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，涉及脉冲燃烧风洞试验中空气动力测量技术领域。包括试验模型，支撑框架和基座。试验模型的背部前端设有一个盲孔，尾端设有二个通孔，分别与三个Y向响应拉杆的自由端固接，尾端两个垂直面设有两个通孔，分别与阻力X向响应拉杆的自由端固接；分别与两个Z向响应拉杆的自由端固接；支撑框架的前顶梁和后顶梁中部及右侧梁前、后均设有一个拉杆位置调整机构的底座，拉杆位置调整机构通过滑板分别与Y向响应拉杆固定端和Z向响应拉杆固定端固接；阻力X向响应拉杆固定端分别与尾支撑立座的支杆端固接；支撑框架的底部与基座固接；固定在地面的底座与基座之间设有角度板。主要用于空气动力测量。
-
公开(公告)号：CN106121823B
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201610458467.X
申请日：2016-06-22
摘要： 本发明提供一种飞行器异型曲面内流道流场可视化玻璃观察窗及设计方法，用于观察由一系列离散点构成的不规则的三维异型曲面内流道流场，玻璃观察窗包含两个通光表面，内表面C1与内流道壁面完全一致，外表面C2为校正曲面，用于消除内表面产生的光线偏折，使平行光从光学玻璃观察窗穿过后仍为平行光；利用本观察窗观察异型曲面内流道的流场不会导致光线的偏折和交叉，观察到的流动结构无失真现象，可以实现对任意的异型曲面内流道三维流场进行光学非接触测量可视化试验研究，该设计方法不仅可以用于内流的流动显示，还可用于红外导引头、异型面雷达透波窗口的设计。
-
公开(公告)号：CN107290124A
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201710493517.2
申请日：2017-06-26
摘要： 本发明提供了一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，涉及脉冲燃烧风洞试验中空气动力测量技术领域。包括试验模型，支撑框架和基座。试验模型的背部前端设有一个盲孔，尾端设有二个通孔，分别与三个Y向响应拉杆的自由端固接，尾端两个垂直面设有两个通孔，分别与阻力X向响应拉杆的自由端固接；分别与两个Z向响应拉杆的自由端固接；支撑框架的前顶梁和后顶梁中部及右侧梁前、后均设有一个拉杆位置调整机构的底座，拉杆位置调整机构通过滑板分别与Y向响应拉杆固定端和Z向响应拉杆固定端固接；阻力X向响应拉杆固定端分别与尾支撑立座的支杆端固接；支撑框架的底部与基座固接；固定在地面的底座与基座之间设有角度板。主要用于空气动力测量。
-
公开(公告)号：CN106768820A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710028115.5
申请日：2017-01-12
摘要： 本发明提供一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，在飞行器带动力试验模型内部空间内，在需要温度模拟的发动机表面安装电热元件，建立壁面温度条件，然后启动脉冲风洞，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，通过天平测力、压力传感器测压获取流场壁面静压和推力数据，每次试验变化不同的壁温条件，得到不同壁温条件下发动机壁面静压沿程分布及天平测力数据，本发明结合新发展的壁面温度模拟试验方法，通过对比不同壁面温度条件下的飞行器总推力、壁面静压、流场流态等指标，开展壁面温度对超燃冲压发动机内流场影响的试验研究，总结归纳出壁温效应对推进流道流场的影响。
-
公开(公告)号：CN106017857A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610362016.6
申请日：2016-05-26
IPC分类号： G01M9/06
CPC分类号： G01M9/062
摘要： 本发明提供一种吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法，用于高超声速风洞试验中，本发明将吸气式高超声速飞行器分为前体、燃烧中段和后体三部分，燃烧中段设有支架，在前体和燃烧中段之间设有前天平，燃烧中段和后体之间设有后天平，燃烧中段和支架之间设有中天平，前天平和后天平分别对前体和后体的气动力进行测量，中天平对整机的气动力进行测量，对三台天平的测力结果进行解算得到各个部件的气动力和力矩；本发明通过对吸气式高超声速飞行器沿轴向分段划分出各部件，通过多台天平的测力结果解算出各部件的气动力，天平测力可以比较可靠地测得飞行器各部件的气动力，有效解决了吸气式高超声速飞行器部件气动力和力矩测量问题。
-
公开(公告)号：CN106017857B
公开(公告)日：2017-07-11
申请号：CN201610362016.6
申请日：2016-05-26
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明提供一种吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法，用于高超声速风洞试验中，本发明将吸气式高超声速飞行器分为前体、燃烧中段和后体三部分，燃烧中段设有支架，在前体和燃烧中段之间设有前天平，燃烧中段和后体之间设有后天平，燃烧中段和支架之间设有中天平，前天平和后天平分别对前体和后体的气动力进行测量，中天平对整机的气动力进行测量，对三台天平的测力结果进行解算得到各个部件的气动力和力矩；本发明通过对吸气式高超声速飞行器沿轴向分段划分出各部件，通过多台天平的测力结果解算出各部件的气动力，天平测力可以比较可靠地测得飞行器各部件的气动力，有效解决了吸气式高超声速飞行器部件气动力和力矩测量问题。
-
公开(公告)号：CN106121823A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610458467.X
申请日：2016-06-22
摘要： 本发明提供一种飞行器异型曲面内流道流场可视化玻璃观察窗及设计方法，用于观察由一系列离散点构成的不规则的三维异型曲面内流道流场，玻璃观察窗包含两个通光表面，内表面C1与内流道壁面完全一致，外表面C2为校正曲面，用于消除内表面产生的光线偏折，使平行光从光学玻璃观察窗穿过后仍为平行光；利用本观察窗观察异型曲面内流道的流场不会导致光线的偏折和交叉，观察到的流动结构无失真现象，可以实现对任意的异型曲面内流道三维流场进行光学非接触测量可视化试验研究，该设计方法不仅可以用于内流的流动显示，还可用于红外导引头、异型面雷达透波窗口的设计。
-
公开(公告)号：CN207114130U
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201720748235.8
申请日：2017-06-26
摘要： 本实用新型提供了一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，涉及脉冲燃烧风洞试验中空气动力测量技术领域。包括试验模型，支撑框架和基座。试验模型的背部前端设有一个盲孔，尾端设有二个通孔，分别与三个Y向响应拉杆的自由端固接，尾端两个垂直面设有两个通孔，分别与阻力X向响应拉杆的自由端固接；分别与两个Z向响应拉杆的自由端固接；支撑框架的前顶梁和后顶梁中部及右侧梁前、后均设有一个拉杆位置调整机构的底座，拉杆位置调整机构通过滑块分别与Y向响应拉杆固定端和Z向响应拉杆固定端固接；阻力X向响应拉杆固定端分别与尾支撑立座的支杆端固接；支撑框架的底部与基座固接；固定在地面的底座与基座之间设有角度板。主要用于空气动力测量。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
8 条记录 (耗时 0.043 秒)
