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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
摘要： 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。
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公开(公告)号：CN109029904B
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN201710437737.3
申请日：2017-06-12
摘要： 本发明涉及高超声速风洞试验技术领域，具体公开了一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置。该装置包括模型姿态调节装置、级间距调节装置、喷流连接装置以及可滑移底盖，其中，模型姿态调节装置、级间距调节装置以及喷流连接装置依次顺序连接，并在级间距调整装置上套有可滑移底盖；所述的模型姿态调节装置安装在二级模型内部，并通过模型姿态调节装置实现二级模型上下方向的正负攻角调整以及水平左右的侧滑角调整；所述的级间距调节装置可实现一级模型与二级模型相对位置变化的调整。该装置降低了加工成本，降低了劳动强度和试验模型状态更换难度，提高了试验效率，避免了加工安装误差导致的角度误差、级间距偏离和重复性问题。
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公开(公告)号：CN115307862A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202211237265.4
申请日：2022-10-11
摘要： 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞混合加热气体喷流试验装置。该喷流试验装置以高超声速风洞来流为前方，包括位于高超声速风洞试验段中心轴线上的尾支杆，连接在尾支杆前段的喷管及连接接头，以及连接在尾支杆后段的竖直进气管及连接接头或者水平进气管及连接接头。该喷流试验装置解决了高超声速风洞中内隔热支杆的结构设计问题，特别适用于解决混合气体喷流的支杆传热问题；有效保证了喷流装置在高温、高压等极端环境下正常工作，消除了高温喷流气体对机构和天平的破坏性传热问题，以及传热引起的模型变形问题。该喷流试验装置结构可靠，温度可控，适于工程推广应用。
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公开(公告)号：CN112945515B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110136926.3
申请日：2021-02-01
摘要： 本发明公开了一种风洞试验模型腹支撑干扰预测方法。本发明的风洞试验模型腹支撑干扰预测方法通过网格化的单个模型腹支撑和尾支撑风洞测力试验数据，获得腹支撑试验干扰量；通过不同模型姿态角和腹支撑几何参数的CFD计算数据，获得腹支撑计算干扰量；随后，采用风洞测力试验数据对腹支撑计算干扰量进行修正；最后，以修正后的干扰量建立不同模型姿态和腹支撑几何参数的六分量气动力系数的腹支撑干扰数学模型。本发明的风洞试验模型腹支撑干扰预测方法具有较高实效性，解决了风洞试验模型的腹支撑干扰预测问题。
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公开(公告)号：CN112964450B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202110178329.7
申请日：2021-02-07
摘要： 本发明公开了一种用于风洞多体分离试验模型轨迹预测方法。该预测方法利用多体分离风洞网格测力试验数据，建立多体分离试验模型不同相对位置和姿态下六分量气动力系数的Kriging数学模型，结合刚体六自由度运动方程求解运动轨迹。将分离轨迹按照时间划分为多个时刻，根据数学模型预测初始时刻的气动力，根据初始时刻的模型位姿结合运动方程解算下一时刻的模型姿态，根据模型姿态继续预测该下一时刻的模型姿态下的气动力。循环执行获得多体分离试验模型的分离轨迹。该预测方法简单、高效，不受CTS机构限制，解决了CTS机构设备的多体模型的轨迹预测问题，避免了CTS机构行程、时间、碰撞等问题和风险，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN112964450A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110178329.7
申请日：2021-02-07
摘要： 本发明公开了一种用于风洞多体分离试验模型轨迹预测方法。该预测方法利用多体分离风洞网格测力试验数据，建立多体分离试验模型不同相对位置和姿态下六分量气动力系数的Kriging数学模型，结合刚体六自由度运动方程求解运动轨迹。将分离轨迹按照时间划分为多个时刻，根据数学模型预测初始时刻的气动力，根据初始时刻的模型位姿结合运动方程解算下一时刻的模型姿态，根据模型姿态继续预测该下一时刻的模型姿态下的气动力。循环执行获得多体分离试验模型的分离轨迹。该预测方法简单、高效，不受CTS机构限制，解决了CTS机构设备的多体模型的轨迹预测问题，避免了CTS机构行程、时间、碰撞等问题和风险，降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN111693245A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010579046.9
申请日：2020-06-23
申请人： 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 重庆大学
摘要： 本发明公开了一种连续在轨联动轨迹捕获实验的非解耦运动分配方法。该方法通过采集主体模型和分离体模型的当前位姿，给出风洞坐标系、模型质心坐标系、解耦点坐标系之间的齐次转换矩阵，获得主体模型和分离体模型的下一时间步长位姿，再计算X、Y、Z向相对位置变化距离；按行程余量比重分配主体机构和分离体机构的非解耦运动；控制主体和分离体机构完成X、Y、Z向的非解耦运动以及各自角度运动，到达主体模型和分离体模型的下一时间步长位姿。该方法能够避免主体机构和分离体机构同向运动，提高实验空间的利用率，获得更长的实验时间和更多捕获的轨迹点位数量，提高主体机构和分离体机构的使用寿命，具有计算简单快速，运行高效可靠的优点。
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公开(公告)号：CN111122102A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN202010016586.6
申请日：2020-01-08
摘要： 本发明公开了一种高超声速风洞双罩体静态抛罩尾撑测力试验装置。该试验装置包括顺气流方向从前至后顺序连接的半罩体模型测量装置和弹体模型测量装置，半罩体模型测量装置和弹体模型测量装置共用尾支杆；半罩体模型测量装置有2个，半罩体天平为杆式天平，2个半罩体天平分别与半罩体天平转接头前端的上下对称的2个接口连接，半罩体天平转接头安装在尾支杆的前部；弹体模型测量装置的弹体环式天平安装在2个半罩体天平后方的尾支杆的法兰接口上。该试验装置综合考虑了多种影响因素，给出了高超声速飞行器抛罩分离气动特性试验的解决方案，是一种具有高可靠性、易更换模型状态的高超声速风洞双罩体静态抛罩尾撑测力试验装置。
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公开(公告)号：CN109250149A
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201811119225.3
申请日：2018-09-26
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明公开了用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置,包括模型装置和喷流装置。该装置基于一体化设计思想，综合考虑了试验装置对模型支撑、喷流供气、分离距离调整和保证级间区域外形相似的要求，所设计的修形后的飞行器前体具备模型支撑、喷流供气和分离距离调整的功能，且保证了级间区域外形的相似性，所设计的供气转接杆具备模型支撑和喷流供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本发明的风洞试验装置解决了当前试验面临的模型支撑、分离距离调整、反推喷流模拟等关键技术问题，保证了整流罩的相似性，未引入额外的难以修正的干扰，获得了反推喷流与来流相互作用下可靠的整流罩气动载荷数据。
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公开(公告)号：CN115059810B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202210654838.7
申请日：2022-06-10
摘要： 本发明公开了一种隔音屏障式高温高压金属软管，包括：波纹管，其内壁一体设置有内衬管；所述内衬管管壁上均匀设置有多个导压孔；高压承力层，其固定套设在所述波纹管外壁；隔热隔音降噪屏障层，其固定套设在所述高压承力层外侧。在本发明中，波纹管、高压承力构件、外部隔热隔音降噪屏障套合除构成承受高压外，还起到隔热作用，同时也起到隔音作用，这种隔音屏障式高温高压金属软管适用于温度高、压力大、流阻小、温损小的气体介质输运工况。
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