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公开(公告)号：CN119392349A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411780915.9
申请日：2024-12-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种生长武器分离摄像用大尺寸板状共晶荧光材料的方法，其特征在于，包括：将舟形坩埚停留在多层分区保温隔热屏的预热区进行预热处理，将生长炉的功率增加到17.5kW，当靠近多层分区保温隔热屏加热区的原料头部开始熔化时，将整个坩埚移动进入加热区；化料完成后，将坩埚头部移动至多层分区保温隔热屏加热区与降温区交界处，按10~20mm/h的拉晶速度开始拉晶操作；在坩埚尾部达到加热区与降温区交界处时，共晶生长结束。本发明公开了一种生长武器分离摄像用大尺寸板状共晶荧光材料的方法，温度梯度最大可提高至50℃/cm，可大幅提高共晶的生长速率，进而阻止共晶间距的过分长大，生长制备得到性能更优的大尺寸板状Al2O3/YAG:Re共晶。
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公开(公告)号：CN114646451B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210269157.9
申请日：2022-03-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明属于多分量空气动力载荷测量传感器技术领域，公开了一种双固支部件天平。本发明的双固支部件天平为钢件组合结构，左耳片和右耳片位于钢件组合结构的左、右两端，元件位于中段；元件由从左至右顺序连接的左固定端、左测量段、左过渡段、自由端、右过渡段、右测量段和右固定端组成。作用在飞行器模型上的气动力通过设置在上述两个测量段上的电阻应变计转换为电压信号，将电压信号进行数据处理后得到所需的气动力和力矩。本发明的双固支部件天平在满足天平强度、刚度及各分量灵敏度的前提下，确保了各分量的灵敏度加载精准度，实现了在高速风洞中利用双固支部件天平进行风洞测力试验时飞行器模型被测部件承受的气动载荷的精确测量。
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公开(公告)号：CN111523220B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202010302463.9
申请日：2020-04-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种考虑流动影响的风扇、压气机转静干涉宽频噪声快速预测方法，通过获取被测模型的几何参数、主流参数、湍流参数后代入三维升力面宽频噪声模型，在模型中分别设置不同的计算频率，得到设置频率下风扇、压气机转静干涉所产生的宽频噪声声压级，将不同频率下的宽频噪声声压级绘制成图表，得到风扇、压气机转静干涉宽频噪声频谱图。本发明能够结合流场数值模拟结果和风扇、压气机转静干涉宽频噪声模型，实现考虑流动影响的风扇、压气机转静干涉宽频噪声快速预测。不仅能够大幅度降低对试验条件、计算资源和计算时间的依赖，而且能够考虑流动中湍流脉动的影响，可以进行风扇、压气机转静干涉宽频噪声产生机理研究，为风扇、压气机低噪声设计提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN115031920B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210874004.7
申请日：2022-07-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法。本发明的基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法，包括以下步骤：S10.在试验模型表面布置测压点；S20.进行风洞试验，获取导弹模型测压试验数据；S30.整理导弹模型测压试验数据；S40.通过积分法获得导弹模型的全弹气动力数据；S50.获得导弹模型气动特性。本发明的基于风洞试验数据的导弹表面压力积分方法通过快速处理导弹模型测压试验数据，能够在风洞试验现场快速得到导弹模型气动特性，方便进行现场数据分析，提高试验分析效率。
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公开(公告)号：CN114754969A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210652306.X
申请日：2022-06-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于柔性薄膜的扫描式测量装置及测量方法，装置包括顶层薄膜和底层薄膜，所述顶层薄膜和底层薄膜上分别印刷有若干导电线路，在顶层薄膜与底层薄膜之间，顶层薄膜上的导电线路与底层薄膜上的导电线路投影在同一平面上，投影面上顶层薄膜的导电线路分别与底层薄膜的导电线路相互交叉，每一个交叉点处设置传感器，所述顶层薄膜、传感器、底层薄膜热熔为整体的测量薄膜。本发明因为柔性印刷电路工艺、离散压电薄膜掩模印刷工艺的空间分辨率很高；整个薄膜的空间分辨率小于1mm，远远高于传统的单点测量，采用了扫描式测量，其M×N个测量点的导线数量只有M+N条导线，远远小于传统单点测试方案的数量，极大的节约了空间。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112985755B
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110550758.2
申请日：2021-05-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，包括以下步骤：来流附面层特征参数提取、确定来流附面层相似参数、来流附面层相似参数模拟和来流附面层相似参数模拟范围四个环节；本发明从空气动力学、声学、实验流体力学模拟原理出发，为构建腔体流声载荷精确预测来流附面层参数模拟提供了理论基础，对于腔体流声载荷地面风洞试验测量来流附面层参数模拟具有积极的指导作用，因此能够提高研究效率，给出了适用于腔体流声载荷预测的来流附面层相似参数模拟范围，因此能够为精确获得腔体流声载荷试验数据提供支撑作用，更加接近于真实环境下飞机上腔体实际问题，进而提高了腔体流声载荷预测类问题的模拟能力。
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公开(公告)号：CN112985755A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110550758.2
申请日：2021-05-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，包括以下步骤：来流附面层特征参数提取、确定来流附面层相似参数、来流附面层相似参数模拟和来流附面层相似参数模拟范围四个环节；本发明从空气动力学、声学、实验流体力学模拟原理出发，为构建腔体流声载荷精确预测来流附面层参数模拟提供了理论基础，对于腔体流声载荷地面风洞试验测量来流附面层参数模拟具有积极的指导作用，因此能够提高研究效率，给出了适用于腔体流声载荷预测的来流附面层相似参数模拟范围，因此能够为精确获得腔体流声载荷试验数据提供支撑作用，更加接近于真实环境下飞机上腔体实际问题，进而提高了腔体流声载荷预测类问题的模拟能力。
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公开(公告)号：CN107843406B
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201711054321.X
申请日：2017-10-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种基于脉动压力相关函数的空腔模态波运动特征确定方法，包括如下步骤：步骤一、利用空腔底面脉动压力测点的时域脉动压力数据，绘制自相关和互相关函数曲线；步骤二、利用自相关函数曲线计算主模态波频率；步骤三、利用互相关函数曲线确定模态波的传播方向和速度。与现有技术相比，本发明的积极效果是：本发明利用空腔底面脉动压力测点的时域数据，计算自相关和互相关函数，通过曲线峰值的周期性和相位变化，分析模态波的频率特性、传播速度和方向，有效地弥补了传统频谱分析方法在时域上的不足。
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公开(公告)号：CN107782523B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201711047016.8
申请日：2017-10-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种空腔模态噪声驻波分解方法，包括如下步骤：步骤一、利用空腔底面的不同测点的脉动压力数据的频谱特征对模态噪声进行分解，获得不同模态噪声幅值的空间分布；步骤二、利用空腔底面模态噪声幅值的空间分布确定模态驻波的形式。与现有技术相比，本发明的积极效果是：本发明针对空腔内壁面的脉动压力数据，提出了一种新的模态噪声驻波分析方法，本发明方法利用空腔壁面测点处的声压频谱提取出不同模态噪声在腔内的空间分布，并通过驻波理论分析模态噪声的驻波分布规律。
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公开(公告)号：CN107869498B
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201610847865.0
申请日：2016-09-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: F15D1/00
Abstract: 本发明提供了一种基于干扰运动激波的超音速空腔流动控制方法，该方案为在空腔底部内沿长度方向的1/3L至2/3L区间内设置横向隔板，L为空腔长度，干扰沿空腔底部运动的激波结构；当横向隔板越趋于空腔长度方向1/3L处设置时，空腔底部脉动声压级越高；当横向隔板越趋于空腔长度方向2/3L处设置时，空腔底部脉动声压级越低。该方案通过在空腔底部不同位置安装不同高度的横向隔板，干扰沿空腔底部运动的激波结构，从而影响空腔内的非定常流动特性。
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