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公开(公告)号：CN109925990B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN201910309764.1
申请日：2019-04-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B01J19/00
Abstract: 本发明公开了一种循环固相反应装置，该装置包括空压机、料斗(9)、固相反应系统、气动三通阀(4)、气流分级机(3)、收集器(5)、收集器回料气力输送装置(7)。本发明通过改进现有撞靶式和对撞式固相反应器，通过精确控制高精度涡轮气流分级机(3)、高效滤筒式收集器(5)、引风机(15)、收集器回料气力输送装置(7)等参数，实现空气介质下的有机和无机物的循环、反应合成、细化、改性、产物实时取样，以及惰性气体保护下的无机体系的循环、反应合成、产物实时取样。
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公开(公告)号：CN118067351A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410459747.7
申请日：2024-04-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，涉及风洞试验领域，包括：S1、基于风洞提供的来流模拟条件，通过向发动机短舱直接通气模拟短舱进气状态；S2、调节短舱进气流量，以通过布置在短舱出口的测压耙Ⅰ获得当地的截面总静压Ⅰ，通过布置在等直段中部的测压耙Ⅱ获得当地的截面总静压Ⅱ；S3、通过动量积分的方式获取发动机短舱内阻Din、短舱气动阻力DMF；S4、对Din、DMF进行修正，并通过计算得到对应的短舱外罩阻力Dcowl。本发明提供一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，可以方便、精确的测量航空发动机在不同流量条件下的阻力特性，采用这种方法也消除了因出口处与隔离等直段接触或窜气引起的天平测力干扰问题。
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公开(公告)号：CN113251656A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110616539.X
申请日：2021-06-03
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芯电阻管直热式电加热器。该电加热器为前后两端封闭、中段等直段的管体，前端通过入口法兰外接高压气源；等直段分为通过大法兰连接的前段和后段，后端通过出口法兰连接风洞进气口；等直段后段为外壳体，外壳体的前段有3个引出电极，外壳体的后段表面安装测温组件，内部套装隔热筒，隔热筒的空腔内安装加热芯组件；加热芯组件由若干根空芯电阻管组成，通过一列支撑板定位固定；在空芯电阻管穿过支撑板的位置处套装有绝缘陶瓷；空芯电阻管分成3组，每组通过连接板首尾依次连接，分别构成A、B、C三相，并通过引出电极与外接电源接通。该电加热器整体结构更小，升温和降温速度更快，适用于在高超声速风洞开展试验。
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公开(公告)号：CN112485014B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202011281006.2
申请日：2020-11-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置及测力试验方法，包括：前端支撑机构；杆式天平，其一端与前端支撑机构相接，另一端连接短舱，短舱与前端支撑机构之间设置有间隙；短舱内安装有桨毂，桨毂上安装有风扇叶盘；支杆，其内部设置有传动轴，传动轴一端与桨毂固定相接，另一端安装有涡轮，支杆连接有涡轮机匣，涡轮位于涡轮机匣内，涡轮机匣设置在后端支撑机构上；测压耙，其安装在支杆上；外涵导叶，其安装在支杆端部。本发明能够通过调控风扇转速模拟单独短舱进口空气流量，实现模拟短舱进气和排气影响下模型气动力的精确测量，获得的试验数据对于指导涡扇发动机短舱以及飞机整体的设计及优化具有重要的价值。
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公开(公告)号：CN112485013B
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202011279452.X
申请日：2020-11-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法，包括：测压短舱，其进气口和外表面沿测压短舱径向布设有多个测压孔，测压短舱下方设置有前端支撑机构；测压短舱内安装有桨毂，桨毂上安装有风扇叶盘；传动轴，其一端安装有涡轮，传动轴外部设置有支杆和涡轮机匣，涡轮位于涡轮机匣内；涡轮机匣设置在后端支撑机构上；支杆上固定安装有测压耙和外涵导叶。本发明能够准确模拟测压短舱外形尺寸、飞行马赫数和进气流量系数等气动设计关键参数，实现单个涡扇发动机短舱模型进气口和外表面压力的精确测量，能够为结构强度的计算提供气动载荷分布的原始数据，同时为研究短舱绕流特性和飞机整体性能提供试验依据。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110840919A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911344500.6
申请日：2019-12-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种白桦茸超细粉体的制备方法及其产品，目的在于解决目前采用震动机械破壁法和研磨机械破壁法对食品及中草药进行破壁时，极易造成营养成分损失和杂质掺入的问题。本发明中，先将3～5cm大小的白桦茸在50℃以下风冷干燥至水分7%左右，再用万能粉碎机粉碎至80目；然后，将80目的白桦茸加入超声速气流粉碎机中，采用低温瞬间物理粉碎的方式将白桦茸粉碎至平均粒径小于5微米。本申请能够将白桦茸粉碎至平均粒径小于5微米，使得所制备产品中的营养成分更易被人体吸收，且能够有效保留白桦茸原有的活性、颜色、成分不变，有效保证白桦茸的疗效。本申请有效避免传统的机械粉碎方法带来的营养流失和加工污染问题，完整保留白桦茸的营养。
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公开(公告)号：CN109033548A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810720695.9
申请日：2018-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 空气动力学国家重点实验室
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于实验数据计算槽壁边界条件中主要系数的拟合方法，目的在于解决缺少准确计算跨声速风洞槽壁边界条件系数的现状。本方法利用剔除坏点的槽壁近壁区域压力系数、气流偏角沿流向分布的试验数据，基于非线性函数进行拟合，求解超定方程组的最小二乘解，获得槽壁边界条件中的主要系数量值。本发明需要对原始数据进行坏点剔除，然后对压力系数扣除空风洞的基准数据以消除由于开槽导致的局部波动，基于压力系数‑气流偏角的非线性关联建立超定方程组，最后利用系数矩阵的伪逆获得超定方程组的最小二乘解，得到槽壁边界条件中气流偏角梯度项、一次项和二次项的系数量值。本发明能提高槽壁边界条件的准确性，指导槽壁气动设计和修正工作。
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公开(公告)号：CN108151996A
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201711432426.4
申请日：2017-12-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种翼尖涡流区域内飞机飞行安全的评估方法及系统。所述评估方法包括：利用风洞试验，计算在长机所产生的翼尖涡流区域内僚机的初始数据；获取所述长机和所述僚机编队过程中所述僚机的位置参数；根据所述位置参数建立克里金响应面模型；根据所述克里金响应面模型以及所述初始数据评估所述僚机当前飞行是否安全，若是，再次获取所述长机和所述僚机编队过程中所述僚机的位置参数；若否，重新确定所述僚机的飞行参数；所述飞行参数包括飞行路线、飞行速度。采用本发明所提供的评估方法及系统能够实现评估在翼尖涡流区域内的飞机飞行是否安全，提升飞行安全性和舒适性。
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公开(公告)号：CN103400035A
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310322220.1
申请日：2013-07-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种高可信度快速预测飞行器滚转动导数的方法，包括如下步骤：模型表面网格的生成和空间网格划分；旋转坐标系下气动参数的计算方法：（1）将惯性系下的Navier-Stokes方程变换到旋转坐标系下；（2）对变换后的方程进行数值求解，获得每个状态的流场；（3）对物面压力和粘性应力在表面上积分得到气动力，通过表面力向质心取矩并积分得到作用在质心的气动力矩；滚转动导数的差分计算：分别计算两次不同旋转速度下模型的气动力和气动力矩，然后通过差分方法计算得到模型的滚转动导数。本发明方法计算结果可信度高，同时计算量较需要时间精确求解的非定常强迫振动方法小的多，可以高可信度快速预测飞行器滚转动导数。
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公开(公告)号：CN118758553B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411253466.2
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装翼型模型及尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算高速风洞来流静压；计算高速风洞翼型模型阻力测量不确定度。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，通过严格的理论推导和高速风洞试验，利用不确定度传递方法建立了高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，能够提供可靠的翼型模型阻力测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
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