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公开(公告)号：CN110196481B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN201910409202.4
申请日：2019-05-15
IPC分类号： G02B7/183
摘要： 本发明公开了一种大口径纹影主镜支撑系统，主镜口径在1m量级，主镜及主镜支撑结构直接面临风洞气流冲击扰动、以及较大范围温度变化。采用三点上拉支撑，与吊带支撑相结构的复合支撑方式。吊带支撑采用滑轮导向，两边配重的方式，保证了长期安全稳定工作。二级柔性支撑保证了热应力的有效释放以及对风洞环境下气流冲击起到缓冲作用。在风洞气流扰动环境下，主镜支撑结构能够有效保证主镜的安全可靠实用，保证主镜面形精度要求优于RMS
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公开(公告)号：CN116887466A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310686339.0
申请日：2023-06-12
摘要： 本发明属于高超声速飞行器气动防热地面试验设备技术领域，公开了一种具有多孔内壁的大功率电弧加热器及其加工和试验方法。具有多孔内壁的大功率电弧加热器包括从前至后顺序连接的阴极段、多孔内壁段、阳极段和喷管段；阴极段、阳极段和喷管段均设置有冷却结构，冷却结构外接冷却水水源；阴极段、多孔内壁段和阳极段的前后贯通的中心空腔为电弧加热器弧室；多孔内壁段为特制的多孔内壁。多孔内壁的管壁分布有若干个沿径向生长、从内至外贯通多孔内壁管壁的放射状细长孔。本发明的具有多孔内壁的大功率电弧加热器及其加工和试验方法能够提高大功率电弧加热器的热效率，提升大功率电弧加热器喷管出口气流温度，为高超声速飞行器防热研究提供支撑。
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公开(公告)号：CN107655652B
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN201711030097.0
申请日：2017-10-30
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 本发明公开了一种风洞试验中小推力喷流喷管供气装置，包含喷管段，通气堵头，通气垫圈，不通气堵头，不通气垫圈组成。喷管段，由供气入口、驻室、喷管、供气通道、连接孔组成，实现对真实火箭发动机的模拟；通气堵头和通气垫圈是在给喷管供气时，为供气通道密封；不通气堵头和不通气垫圈是在不给喷管供气时，为供气通道密封。本发明还提供一种风洞试验中小推力喷流喷管供气方法，主要是针对小推力喷流特点，提供对不同位置单喷管喷流、纵向组合多喷管喷流、横向组合多喷管喷流等多种喷流组合工作时喷流供气方法。该装置、方法有效地减少了模型加工数量，提高重复性精度；同时，简化模型安装方法，缩短模型更换时间，提高了试验效率。
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公开(公告)号：CN115265248A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211161320.6
申请日：2022-09-23
摘要： 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种用于超大型蓄热式加热器的内部元件支撑装置及安装方法。该内部元件支撑装置通过支撑环、中空支撑柱逐渐减小相邻内部元件之间的接触面积，从而大幅减小内部元件支撑装置的热传导面积，减少热损失，不需要增加支撑柱长度和隔热层厚度即可确保蓄热式加热器的承压壳体使用安全；仅支撑柱与垫环、垫环与下封头两个连接处采用焊接装配，其余连接处均不采用焊接，进一步减小热传导率。该安装方法包括垫环与下封头组焊、支撑柱与垫环组焊、安装支撑环和安装支撑孔板。该内部元件支撑装置及安装方法能够适应2米量级大型高超声速风洞试验气流加热需求，具有工程实用性。
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公开(公告)号：CN112894281B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN202110100668.3
申请日：2021-01-26
摘要： 本发明公开了一种基于多加工基准面的航天摩阻传感器表头结构加工方法。该加工方法适用于基于K形管压差测量原理的航天摩阻传感器的表头结构，表头结构的表头基体为上小下大的偏心圆台结构，上表面沿气流方向设置有竖直的直孔和斜向下方的斜孔，斜孔具有倾角α；直孔设置有底部连接直孔Ⅰ；斜孔设置有底部连接直孔Ⅱ。该加工方法包括以下步骤：加工辅助工装，加工基准面Ⅰ，加工基准面Ⅲ，加工直孔，加工基准面Ⅱ，加工斜孔去除辅助工装，加工底部连接直孔Ⅰ和底部连接直孔Ⅱ，修型。该加工方法采用多加工基准面实现了在同一平面加工两个呈较小夹角的细长孔，降低了加工难度，提高了加工精度，进而提升了航天摩阻传感器的测量精准度。
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公开(公告)号：CN112729750B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202011524555.8
申请日：2020-12-22
摘要： 本发明公开了一种三支路串联式高超声速风洞总体结构，包括将高超声速风洞马赫数模拟范围3～10划分为三个区间的支路，三个所述支路分别为大流量低压冷气支路、大流量中温中压支路和中小流量高温高压支路，所述大流量低压冷气支路的马赫数运行范围为小于等于马赫数4，所述大流量中温中压支路的马赫数运行范围为大于4小于等于7，所述中小流量高温高压支路的马赫数运行范围为大于7小于等于10；本发明提供的一种三支路串联式高超声速风洞总体结构，可以通过分步实施的方式，实现宽参数模拟的先进高超声速风洞要求；风洞运行状态切换方便，风洞布局简洁，有利于风洞安全运行和规范化管理。
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公开(公告)号：CN114282326A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202210200467.5
申请日：2022-03-03
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G16C60/00 , G16C10/00 , G01M9/04 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
摘要： 本发明属于高超声速风洞设备设计技术领域，公开了一种用于高超声速风洞轴对称喷管的结构设计方法。该结构设计方法包括以下步骤：气动分段设计，结构分段设计，加工分段设计，各段力学分析，各段材料选择，各段加工精度、同轴度、阶差、粗糙度和缝隙精度指标、各段冷却方式和喷管与试验段密封连接。该结构设计方法是一种能够确保高超声速风洞轴对称喷管达到国军标中高超声速风洞喷管速度场品质要求的结构设计方法；能够减少设计、加工过程的风险。该结构设计方法已经在Ф0.5m量级、Ф1m量级和Ф2m量级的高超声速风洞轴对称喷管设计中得到应用，获得的喷管速度场均匀区内的最大马赫数偏差均小于1%，满足国军标的要求。
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公开(公告)号：CN114199499A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202210139554.4
申请日：2022-02-16
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明属于高超声速风洞试验设备技术领域，公开了一种用于大流量高温高压高速气体环境的蓄热元件。该蓄热元件为分层叠放在蓄热式加热器内、用于蓄热的金属元件，包括基本型体和匹配块体，基本型体为分层填充在蓄热式加热器内衬筒中心空腔的、每层阵列排列的方形栅格体，匹配块体为与基本型体对应的、适于填充在蓄热式加热器内衬筒边缘的匹配栅格体；基本型体和匹配块体上均加工有迎向来流的、上下贯通的缝隙，蓄热元件的缝隙比为0.33；各基本型体和匹配块体的重量大于等于各自在流场中所受到的浮力。该蓄热元件不移动、不掉渣、不上浮，并且拆卸、安装、固定方便，保证了蓄热式加热器可靠性，提高了试验气流洁净度、风洞试验质量和效率。
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公开(公告)号：CN113899517B
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111472819.4
申请日：2021-12-06
摘要： 本发明公开了一种高超声速风洞模型弹翼变形试验方法。该弹翼变形试验方法基于专用的弹翼变形装置，弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形；该弹翼变形试验方法分别进行弹翼后掠角的定常气动特性试验和非定常气动特性试验，再通过数据对比，获得弹翼变形的非定常动态效应，能够为飞行器设计提供有力支撑。
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公开(公告)号：CN114018532A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111316841.X
申请日：2021-11-09
摘要： 本发明公开了一种高超声速风洞连续变总压的试验方法。该试验方法用于采用高压下吹、真空抽吸的驱动运行方式的高超声速风洞。该试验方法包括试验准备；采集数据零点；加热器充气；建立高超声速风洞流场；进行连续变总压试验；单次试验结束；重复迭代，直至获得试验模型在不同攻角状态的连续变总压试验数据。该试验方法节省成本，用一次试验就能得到飞行器随总压连续变化规律，达到多次试验效果，获得的试验数据丰富，能够有效拓展应用于高超声速飞行器的气动特性及其雷诺数效应评估。
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