-
公开(公告)号：CN110702367B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN201911062049.9
申请日：2019-11-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞的并联模型遮挡位置的连续压力测量装置。该装置包括位于上方的与高超声速风洞的尾支撑装置连接的分离试验模型及内嵌测量装置Ⅰ，和位于下方的与高超声速风洞的腹支撑装置连接的分离试验模型及内嵌测量装置Ⅱ；测量装置Ⅰ包括上面级模型，上面级模型的下部开槽，槽内安装有LED光源阵列Ⅰ和光学探头阵列Ⅰ，槽上覆盖有光学玻璃窗口Ⅰ；光学探头阵列Ⅰ依次连接导光臂和科学级CCD相机，科学级CCD相机采集的数据信号传输至计算机处理。测量装置Ⅱ与测量装置Ⅰ结构相同。测量面上涂覆有压敏漆。该装置结构简单，安装方便，有效解决了有遮挡情况下并联式两级分离模型的大面积压力测量问题。
-
公开(公告)号：CN115493793A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211219165.9
申请日：2022-10-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明属于高超声速风洞设备设计技术领域，具体涉及一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置。本发明的降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置包括安装在稳定段壳体的内腔中，从前至后顺序排列的锥孔扩散段、蜂窝器、烧结网段和压紧段；在稳定段壳体上开有皮托压力测量接口、脉动压力测量接口；还包括用于替换烧结网段的替换段。本发明的降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置能够改善高超声速风洞在低马赫数运行时，稳定段内出现的试验气流的流动分离现象，降低试验气流的气流脉动，提高飞行器模型测力试验精度。
-
公开(公告)号：CN114279671B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202210200466.0
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法。该方法利用现有的不同口径高超声速风洞，进行相应的喷管、稳定段与过渡段、扩压器配套，建成不同口径的复现飞行器低马赫数2～4范围飞行总焓风洞试验平台，模拟总温范围390K～950K，模拟高度15公里～30公里，试验平台有效运行时间≥30秒，满足飞行器在低马赫数下的发动机组合动力性能测试、飞行器内外流一体化力热耦合测试、飞行器气动热载荷测试等开展基础理论与试验技术研究，开展特种试验和验证，为飞行器研制提供试验数据和试验验证支撑。
-
公开(公告)号：CN112945509B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202110434756.7
申请日：2021-04-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞扩压器收缩段的开口封堵装置。该开口封堵装置以高超声速风洞来流方向为前方，包括位于扩压器收缩段下部，用于封堵下部缺口的下封堵组件；以及位于扩压器收缩段上部用于封堵上部缺口的上封堵组件；下封堵组件包括对称安装在下部缺口两侧的左盖板和右盖板，沿扩压器收缩段外壁面相向滑动可缩小下部缺口；上封堵组件包括上盖板，上盖板装卡在扩压器收缩段上部缺口内，与上部缺口接触端面平滑过渡。该开口封堵装置成本低、使用效率高，能依据模型支撑机构和扩压器的干涉程度减小扩压器收缩段缺口，提高试验段内气流均匀区范围和品质，灵活适应风洞试验需求。
-
公开(公告)号：CN113701984B
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202111259049.5
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞扩压器及其设计方法。该扩压器包括原有扩压器，还包括在安装在原有扩压器内部的、可拆卸的内置扩压器。该扩压器设计方法基于原有扩压器的尺寸和喷管出口尺寸选择内置扩压器的轴向安装距离、收缩角、等直段直径、长径比和扩张角作为设计参数；基于原有扩压器和内置扩压器的构成关系得到三维构型；基于三维构型生成网格，选择最小出口直径的喷管所对应的典型风洞状态进行抗反压效率仿真；采用优化算法调节内置扩压器的设计参数，以提高抗反压效率为目标进行全局迭代寻优。该扩压器结构简单，能够灵活适应高超声速风洞的试验需求。该扩压器设计方法，能够极大的丰富设计样本空间，弥补了单纯依靠经验进行设计的不足。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113899523A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202111363593.4
申请日：2021-11-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种电子扫描阀保护装置，包括保护盒，其上设置有对电子扫描阀进行容纳的矩形安装槽；设置在安装槽上以对电子扫描阀进行封装的保护盖；设置在保护盒前端用于测量飞行器尾喷管出口气流参数的测量耙；保护盒与测量耙相配合的前端被配置为呈尖劈状，楔角为小于或等于30°。本发明提供一种电子扫描阀保护装置，其应用于吸气式飞行器尾喷管出口气流参数测量中时，能对电子扫描阀进行保护，通过保护盒的隔离模式，有效保护电子扫描阀不受测量环境中高温来流的冲刷，保证测量的准度不受环境影响；缩短测压管路长度和测压响应时间，提高试验效率和测量精准度。
-
公开(公告)号：CN113029500A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110322950.6
申请日：2021-03-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞大尺度试验段主箱体的组装工艺，包括以下步骤：将主箱体分成四个单元模块并单独加工成型；在各分段单元模块的面板内部安装加强筋；各单元模块的单元件在台阶及支撑座上组装，对接处采用马板固定；将第一单元模块和第四单元模块在胎架上完成装配；将第二单元模块和第三单元模块在胎架上完成装配；将第二单元模块和第三单元模块与第一单元模块和第四单元模块的组合件进行预拼装，预装完成后对四组单元模块采用震动时效方法消除焊接应力。本发明解决了大尺度试验段主箱体因尺寸大不利于加工运输、因安装空间狭小而相互干涉的问题、提高了现场安装的便捷性、安全性、降低了加工安装成本。
-
公开(公告)号：CN111442899A
公开(公告)日：2020-07-24
申请号：CN202010390870.X
申请日：2020-05-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了连续调节高超声速自由射流风洞扩压器与喷管距离的装置。该装置包括水平距离调节机构和滑动机构；水平距离调节机构安装在扩压器等直段上、在扩压器等直段周向均匀分布；滑动机构为竖直安装的调节杆，调节杆的下端固定在扩压器收缩段，调节杆的上端吊挂在固定在试验段上壁面的水平导轨上，调节杆沿水平导轨前后移动，带动水平距离调节机构前后移动，调整扩压器收缩段与喷管之间的距离△d。本发明的连续调节高超声速自由射流风洞扩压器与喷管距离的装置结构简单，制造成本低；使用过程便利、高效、安全，能够大幅缩短调整时间，提高试验准备效率；扩压器与喷管距离的调节范围大，能够灵活适应风洞试验需求。
-
公开(公告)号：CN114813096B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210744802.8
申请日：2022-06-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M13/00 , G01M9/04 , G01N15/08 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法。该多层烧结网试验选型方法，通过总压分布均匀性测量试验、烧结网压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验，测量稳定段内的烧结网压力损失、总压分布均匀性、气流脉动衰减、对流场品质综合性能提升程度等，能够真实模拟烧结网在高超声速风洞中的性能，根据试验评估结果最终确定在高超声速风洞建设或改造中选用烧结网的目数和厚度。通过试验获得的数据作为风洞运行参数设定依据和风洞流场品质性能技术指标，选型评估的试验结果可应用到不同口径的高超声速风洞进行选型。
-
公开(公告)号：CN114279671A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202210200466.0
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法。该方法利用现有的不同口径高超声速风洞，进行相应的喷管、稳定段与过渡段、扩压器配套，建成不同口径的复现飞行器低马赫数2～4范围飞行总焓风洞试验平台，模拟总温范围390K～950K，模拟高度15公里～30公里，试验平台有效运行时间≥30秒，满足飞行器在低马赫数下的发动机组合动力性能测试、飞行器内外流一体化力热耦合测试、飞行器气动热载荷测试等开展基础理论与试验技术研究，开展特种试验和验证，为飞行器研制提供试验数据和试验验证支撑。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
76
records
(took 0.055 seconds)
